JP2005076533A - Turbine blade - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、タービン翼に係り、特にプロファイル(翼型)のうち、後縁の形状に改良を加えたタービン翼に関する。 The present invention relates to a turbine blade, and more particularly to a turbine blade in which the shape of the trailing edge of the profile (airfoil type) is improved.
例えば、蒸気タービン、ガスタービン等、最近のタービン技術の分野では、性能向上の強化の一環としてタービン翼のプロファイル効率の向上が見直されている。 For example, in recent turbine technology fields such as steam turbines and gas turbines, the improvement of the profile efficiency of turbine blades has been reviewed as part of the enhancement of performance improvement.
従来、タービンの内部損失は、全タービン損失のうち、タービン段落損失が約2/3を占めているとされており、無視できない損失量になっている。 Conventionally, the turbine internal loss accounts for about 2/3 of the total turbine loss, and the turbine internal loss is a loss that cannot be ignored.
タービン段落損失は、大きく分けると、プロファイル損失、二次流れ損失、漏洩損失、湿り損失に分類され、各損失を低減するための開発が進められている。ここで注目しているプロファイル損失とは、翼の後流(ウェーク)に基づく速度分布欠損による損失であり、プロファイル損失を低減させるためには、いかに速度分布欠損を少なくするか重要である。このためには、翼後縁部の形状が重要であり、後縁端は細ければ細いほど損失が少なくなることが知られている。 Turbine stage loss is roughly classified into profile loss, secondary flow loss, leakage loss, and wetness loss, and development for reducing each loss is underway. The profile loss focused here is a loss due to a velocity distribution defect based on the wake (wake) of the blade. In order to reduce the profile loss, it is important how to reduce the velocity distribution defect. For this purpose, the shape of the blade trailing edge is important, and it is known that the thinner the trailing edge, the smaller the loss.
しかし、現実には、強度上の問題から、後縁端の厚みは制限され、許容限界の厚さで後縁形状は直線か円弧形状となっていた。また、衝撃波が発生するような高マッハ数の場合は、特に後縁部の強度を高くする必要があり、この点を考えると、後縁端を細くすることはできない。 However, in reality, the thickness of the trailing edge is limited due to a problem in strength, and the trailing edge shape is a straight line or an arc shape with an allowable limit thickness. Further, in the case of a high Mach number that generates a shock wave, it is necessary to increase the strength of the trailing edge, and considering this point, the trailing edge cannot be thinned.
このため、大容量化タービンに適用するタービン翼では、プロファイル効率の向上が見直されており、試行錯誤を繰り返すものの、現在、模索中である。 For this reason, in turbine blades applied to large-capacity turbines, the improvement in profile efficiency has been reviewed, and although trial and error are repeated, they are currently being searched.
なお、プロファイルの後縁形状を改良した技術には、例えば特開昭60−122201号公報に見られるように、小形過給機に適用したものや、例えば特開2000−53082号公報に見られるように、水中翼に適用したものがある。
特開昭60−122201号公報記載のものは、タービン翼と言えどもラジアルタイプの小形過給機に適用するものであり、プロファイルの後縁形状を背側直線と、腹側直線と、端面直線とで形成するとともに、背側直線と端面直線とを曲率半径の大きな円弧で接続する一方、腹側直線と端面直線とを曲率半径の小さな円弧で接続したものである。 Japanese Patent Application Laid-Open No. 60-122201 applies to a radial type small turbocharger even though it is a turbine blade, and the trailing edge shape of the profile is a back side straight line, a ventral side straight line, and an end face straight line. And the back side straight line and the end face straight line are connected by an arc having a large curvature radius, while the ventral side straight line and the end face straight line are connected by an arc having a small curvature radius.
しかし、特開昭60−122201号公報記載のものは、本願が適用対象とする大容量タービンに較べて取り扱う駆動流体の重量流量が少なく、上述の後縁の形状をそのまま本願に組み入れても後流の速度分布欠損に基づく損失を低く抑えることが難しい。 However, the one described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 60-122201 requires less weight flow rate of the driving fluid to be handled than the large-capacity turbine to which the present application is applied. It is difficult to keep losses due to flow velocity distribution deficiencies low.
また、特開2000−53082号公報のものは、高速艇を適用対象とし、後縁形状を翼前後方向中心線を境に非対称形状にしたものであるが、上述と同様に、このような後縁形状をそのまま本願に組み入れても後流の速度分布欠損に基づく損失が増加する等の問題点を持っている。 Japanese Patent Application Laid-Open No. 2000-53082 is intended for high-speed boats, and the trailing edge shape is asymmetrical with respect to the center line in the wing front-rear direction. Even if the shape is incorporated in the present application as it is, there is a problem that the loss due to the velocity distribution loss of the wake increases.
このため、大容量タービン分野では、強度を従来とおりに保証しつつ、衝撃波や後流の速度分布欠損に基づく損失を低くしてプロファイル効率をより一層向上させた後縁形状の実現が望まれていた。 For this reason, in the large-capacity turbine field, it is desired to realize a trailing edge shape that further improves the profile efficiency by reducing the loss based on the shock wave and the velocity distribution defect of the wake, while guaranteeing the strength as before. It was.
本発明は、このような背景技術に基づいてなされたものであり、大容量タービンに適用する際、衝撃波の誘起を少なくさせるとともに、後流の速度分布欠損を少なくさせてプロファイル効率をより一層向上させるタービン翼を提供することを目的とする。 The present invention has been made on the basis of such a background art, and when applied to a large-capacity turbine, the induction of shock waves is reduced, and the velocity distribution deficit of the wake is reduced to further improve the profile efficiency. An object of the present invention is to provide a turbine blade.
本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したものである。
In order to achieve the above-mentioned object, a turbine blade according to the present invention is a turbine blade in which a shape of a trailing edge is formed by a ventral side edge line and a back side edge line in a profile as described in
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の端部とを直線を介装させて接続する一方、この直線と前記腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したものである。
Moreover, in order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention forms the shape of the trailing edge of the profile with the ventral edge line and the dorsal edge line, as described in
また、本発明に係るタービン翼は、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、腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成する背側縁線は、楕円線であることを特徴とするものである。
Further, in order to achieve the above-described object, the turbine blade according to the present invention has an elliptical back line formed with a curvature radius smaller than the curvature radius of the ventral side edge line as described in
また、本発明に係るタービン翼は、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、楕円線は、長径をaとし、短径をbとするとき、長径と短径との比a/bを、
[数2]
a/b≦5/1
に設定したものである。
In order to achieve the above object, the turbine blade according to the present invention has a major axis and a minor axis when the major axis is a and the minor axis is b. The ratio a / b of
[Equation 2]
a / b ≦ 5/1
Is set.
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を陰関数曲線で形成したものである。
Moreover, in order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention forms the shape of the trailing edge of the profile with a ventral edge line and a dorsal edge line, as described in
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線をその端部に向って徐々に曲率半径の小さい曲線で形成したものである。
Moreover, in order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention forms the shape of the trailing edge of the profile with a ventral edge line and a dorsal edge line, as described in
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を複数の短い直線で形成したものである。
Moreover, in order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention forms the shape of the trailing edge of the profile with a ventral edge line and a dorsal edge line, as described in
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線をパラメトリック曲線で形成したものである。 Moreover, in order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention forms the shape of the trailing edge of the profile with a ventral edge line and a dorsal edge line, as described in claim 8. In the turbine blade, the ventral side edge line is formed by selecting one of a straight line and a curve having a large curvature radius, and the back side edge line is formed by a parametric curve.
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線のうち、端部から5%翼高さのチップ部および端部から5%翼高さのルート部のそれぞれを直線および曲率半径の大きな曲線のうち、いずれか一方を選択して形成する一方、残りの翼有効部を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線で形成し、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したものである。 Moreover, in order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention forms the shape of the trailing edge of the profile with the ventral edge line and the dorsal edge line, as described in claim 9. In the turbine blade, the ventral side edge line is formed by selecting one of a straight line and a curve with a large curvature radius, and the tip part of the back side edge line is 5% blade height from the end. Each of the root portions having a blade height of 5% from the end portion is formed by selecting one of a straight line and a curve having a large curvature radius, while the remaining blade effective portion is formed by the curvature radius of the ventral edge line. It is formed by a curve having a smaller radius of curvature, and the angle of the connection point between the end of the ventral side edge line and the end of the back side edge line is formed substantially perpendicularly.
また、本発明に係るタービン翼は、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、プロファイル内に冷却媒体の吹出し口を備えるとともに、前記プロファイルの後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記吹出し口を前記腹側縁線側に形成したものである。 In order to achieve the above-mentioned object, the turbine blade according to the present invention includes a cooling medium outlet in the profile and the shape of the trailing edge of the profile on the ventral side. In the turbine blade formed by an edge line and a back side edge line, the abdomen side edge line is formed by selecting one of a straight line and a curve having a large curvature radius, and the back side edge line is formed by the abdomen. It is formed with a radius of curvature smaller than the radius of curvature of the side edge line, and the outlet is formed on the ventral side edge line side.
本発明に係るタービン翼は、プロファイルの後縁形状を形成する腹側縁線と背側縁線とにおいて、腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択し、背側縁線を前記腹側縁線よりも曲率半径の小さい曲線にするとともに、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直にし、駆動流体の流れが前記腹側縁線および前記背側縁線に沿うようにし、翼間通路をより広くする構成にするので、衝撃波に基づく損失や後流の速度分布欠損に基づく損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。 In the turbine blade according to the present invention, in the ventral edge line and the dorsal edge line forming the trailing edge shape of the profile, either the straight line or the curve with a large curvature radius is selected as the ventral edge line, The dorsal edge line is a curve having a smaller radius of curvature than the ventral edge line, and the angle of the connection point between the end of the ventral edge line and the end of the dorsal edge line is made substantially vertical, and driving Since the flow of the fluid is along the ventral edge line and the dorsal edge line and the passage between the blades is made wider, loss due to shock waves and loss due to velocity distribution loss of the wake are reduced. Profile efficiency can be improved.
以下、本発明に係るタービン翼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。 Hereinafter, embodiments of a turbine blade according to the present invention will be described with reference to the drawings and the reference numerals attached to the drawings.
図1は、本発明に係るタービン翼の第1実施形態を示す概念図である。 FIG. 1 is a conceptual diagram showing a first embodiment of a turbine blade according to the present invention.
本実施形態に係るタービン翼は、三次元フローパターン解析に基づいて設計されたプロファイル1の後縁2の形状を形成する腹側縁線3および背側縁線4のうち、腹側縁線3を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、背側縁線4を上述腹側縁線3の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線、例えば楕円(長円)線で形成する一方、R部を拡大して図2で示すように、腹側縁線3の端部と背側縁線4の端部との接続点Jの角度を略垂直に形成したものである。
The turbine blade according to the present embodiment has a ventral
また、背側縁線4を形成する曲率半径の小さい曲線、すなわち、楕円(長円)線は、長径をaとし、短径をbとするとき、長径と短径との比a/bを
[数3]
a/b≦5/1
の範囲に設定したものである。
Further, a curve with a small curvature radius forming the back
a / b ≦ 5/1
It is set in the range.
もっとも、全圧損失係数と強度とを勘案した場合、背側縁線4を形成する楕円(長円)線は、長径と短径との比a/bを
[数4]
a/b≦3/1
にすることが最も好ましい。
However, when the total pressure loss coefficient and strength are taken into consideration, the ellipse (oval) line forming the
a / b ≦ 3/1
Most preferably.
図5は、全圧損失係数と強度とから求めた楕円の長径と短径との比を定める楕円長径、短径線図である。 FIG. 5 is an ellipse major axis / minor axis diagram that determines the ratio between the major axis and minor axis of the ellipse obtained from the total pressure loss coefficient and strength.
この線図から、全圧損失係数と強度線との交点、つまり楕円の長径aがa=3で、短径bがb=1であることがわかった。 From this diagram, it was found that the intersection of the total pressure loss coefficient and the intensity line, that is, the major axis a of the ellipse was a = 3 and the minor axis b was b = 1.
また、図4は、従来のタービン翼のプロファイル損失と本実施形態に係るプロファイル損失とを対比させた損失線図で、縦軸に全圧損失係数を採り、横軸に翼間ピッチ(P)と翼コード長(c)とのピッチ(P)/翼コード長(c)比を採っている。 FIG. 4 is a loss diagram in which the profile loss of a conventional turbine blade is compared with the profile loss according to the present embodiment. The vertical axis represents the total pressure loss coefficient, and the horizontal axis represents the blade pitch (P). The pitch (P) / blade cord length (c) ratio between the blade length and the blade cord length (c) is employed.
この線図から、図10〜図12で示した従来の後縁の形状に較べて本実施形態に係る後縁2の背側縁線4を楕円線で形成したので、損失が少ないことがわかった。
From this diagram, it can be seen that the
特に、ピッチ(P)/翼コード長(c)の比が小さい場合、本実施形態に係る後縁2の背側縁線4の方が図10〜図12で示した従来の後縁の形状に較べて損失が少ないのは、背側縁線4を楕円線で形成すると、それだけ翼間の通路が大きくなり、このために衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失が少なくなったと考えられる。
In particular, when the ratio of pitch (P) / blade cord length (c) is small, the
このように、本実施形態は、プロファイル1の後縁2の形状を形成する腹側縁線3および背側縁線4のうち、腹側縁線3を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、背側縁線4を上述腹側縁線3の曲率よりも小さい曲線、例えば楕円線で形成する一方、腹側縁線3の端部と背側縁線4の端部との接続点Jの角度を略垂直にし、翼間通路を広くする構成にしたので、衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
Thus, in the present embodiment, among the
なお、本実施形態は、後縁2の背側縁線4を曲率半径の比較的小さい曲線、例えば楕円線で形成したが、この例に限らず、陰関数曲線、パラメトリック曲線、背側縁線4がその端部(腹側縁線との接続点J)に向って曲率半径を徐々に小さくする曲線、背側縁線4を短い直線で結ぶ線に形成してもよい。これらの線は、いずれもが翼間通路を広く確保することができる。
In this embodiment, the
また、本実施形態は、腹側縁線3の端部と背側縁線4の端部との接続点Jの角度を略垂直にしたが、この例に限らず、例えば、図3に示すように、腹側縁線3の端部と背側縁線4の端部とを直線5を介して接続させるとともに、直線5と腹側縁線3の端部との接続点Kの角度を略垂直にしてもよい。
Moreover, although this embodiment made the angle of the connection point J of the edge part of the
プロファイルを作製する際、基準の位置決めを設定する場合に有効である。 This is effective when setting a reference positioning when creating a profile.
図6は、本発明に係るタービン翼の第3実施形態を示す概念図である。 FIG. 6 is a conceptual diagram showing a third embodiment of a turbine blade according to the present invention.
本実施形態に係るタービン翼は、チップ部(翼頂部)TIPの端部から翼高5%の領域とルート部(翼根元部)ROTの端部から翼高5%の領域のそれぞれに境界層が発達しており、この境界層に二次流れが加わり、二次流れ損失が発生しているが、翼高中央部PCDを中心とするチップ部TIPの端部から翼高5%の領域およびルート部ROTの端部かに翼高5%の領域までの翼有効部BEPの領域に駆動流体の流れに乱れがないことに着目したものであり、プロファイル1の後縁2のうち、後縁2のチップTIPの端部から翼高5%の領域およびルート部ROTの端部から翼高5%の領域のそれぞれのS部を拡大した図7で示すように、腹側縁線3および背側縁線4のそれぞれを直線および曲率半径の大きな曲線のうち、いずれか一方を選択して形成し、腹側縁線3の端部と背側縁線4の端部とを円弧6で接続させたものである。
The turbine blade according to the present embodiment has a boundary layer in each of a region having a blade height of 5% from the end portion of the tip portion (blade top portion) TIP and a region having a blade height of 5% from the end portion of the root portion (blade root portion) ROT. In this boundary layer, a secondary flow is added and a secondary flow loss occurs, but the region where the blade height is 5% from the end of the tip portion TIP centering on the blade height central portion PCD and Focusing on the fact that there is no disturbance in the flow of the driving fluid in the region of the blade effective portion BEP up to the region where the blade height is 5% at the end of the root portion ROT. As shown in FIG. 7 in which the S portion of the region having a blade height of 5% from the end of the
また、本実施形態に係るタービン翼は、プロファイル1の後縁2の翼有効部BEPの領域のT部を拡大した図8で示すように、腹側縁線3を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、背側縁線4を腹側縁線3の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線、例えば楕円線で形成し、腹側縁線3の端部と背側縁線4の端部との接続点Jの角度を略垂直に形成したものである。
Moreover, as shown in FIG. 8 in which the T portion in the region of the blade effective portion BEP of the trailing
このように、本実施形態は、プロファイル1の後縁2のうち、翼有効部BEPの領域における背側縁線4を、例えば楕円線で形成し、楕円線の持つ特性、つまり、広い翼間通路を確保する構成にしたので、衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
Thus, in the present embodiment, the
図9は、本発明に係るタービン翼の第4実施形態を示す概念図である。 FIG. 9 is a conceptual diagram showing a fourth embodiment of a turbine blade according to the present invention.
本実施形態に係るタービン翼は、冷却翼を適用対象とするもので、冷却媒体の吹出し口7を後縁2を形成する腹側縁線3側に寄せたものである。
The turbine blade according to the present embodiment is a cooling blade, and the cooling
このように、本実施形態は、冷却翼における冷却媒体の吹出し口7を後縁2を形成する腹側縁線3側に寄せ、後縁2を形成する背側縁線4を、例えば楕円線で形成し、楕円線の持つ特性、つまり広い翼間通路を確保する構成にしたので、衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
Thus, in the present embodiment, the cooling
1 プロファイル
2 後縁
3 腹側縁線
4 背側縁線
5 直線
6 円弧
7 吹出し口
10 プロファイル
11 後縁
12 腹側縁線
13 背側縁線
14 直線
15 円弧
1
Claims (10)
[数1]
a/b≦5/1
に設定したことを特徴とする請求項3記載のタービン翼。 The elliptical line has a ratio of a major axis to a minor axis a / b where the major axis is a and the minor axis is b.
[Equation 1]
a / b ≦ 5/1
The turbine blade according to claim 3, wherein
In a turbine blade having a cooling medium outlet in a profile and forming the shape of the trailing edge of the profile by a ventral edge line and a dorsal edge line, the ventral edge line is a straight line and a curve having a large radius of curvature. The back edge line is formed with a curvature radius smaller than the curvature radius of the ventral edge line, and the outlet is formed on the ventral edge line side. Turbine blades characterized by that.
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