JP2005214051A - Axial-flow turbine stage and axial-flow turbine - Google Patents
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Description
本発明は、静翼及び動翼から構成された軸流タービン段落及び軸流タービンに関する。 The present invention relates to an axial-flow turbine stage and an axial-flow turbine composed of stationary blades and moving blades.
一般に、軸流タービンは静翼及び動翼からタービン段落が構成され、そのタービン段落内の流体は主として回転軸に平行して流れる。例えば、軸流タービンである蒸気タービンは、図7に示すように構成されている。静翼外輪1と静翼内輪2との間に複数枚の静翼3が固設され、回転軸4に複数枚の動翼5が固設されている。そして、動翼5の翼頂部にはシュラウド6が設置され、静翼3と動翼5とによりタービン段落が形成されている。
In general, an axial turbine has a turbine stage composed of stationary blades and moving blades, and fluid in the turbine stage mainly flows parallel to the rotation axis. For example, a steam turbine that is an axial turbine is configured as shown in FIG. A plurality of
静翼外輪1には、シュラウド6と静翼外輪1との間隙から漏洩する蒸気を防ぐためにフィン7が植設されている。また、静翼内輪2には静翼内輪2と回転軸4との間隙を通る漏洩蒸気を減少させるためにラビリンスフィン8が植設されている。
Fins 7 are implanted in the stationary blade
このようなタービン段落を回転軸4の軸方向に単段落または複数段落に組み合わせることにより蒸気タービンは構成されている。蒸気タービン通路部における蒸気は静翼3内にて膨張し増速され、増速された蒸気は動翼5にて転向し、動翼5に回転力を与える。
A steam turbine is configured by combining such turbine stages in a single stage or a plurality of stages in the axial direction of the rotating
この場合、タービン通路部にて損失が発生する。通路部に発生する損失は大きく分けて、翼型損失、二次損失、漏洩損失とがある。すなわち、静翼3及び動翼5の翼形状に起因する翼型損失と、静翼3及び動翼5の内外端壁部分に発生する二次損失と、さらに、フィン7とシュラウド6との間隙より蒸気が漏洩するために発生するチップ漏洩損失と、静翼内輪2に植設されたラビリンスフィン8と回転軸4との間隙より蒸気が漏洩するために発生するラビリンス漏洩損失とがある。
In this case, loss occurs in the turbine passage. The loss generated in the passage is roughly divided into an airfoil loss, a secondary loss, and a leakage loss. That is, the airfoil loss due to the blade shapes of the
静翼3及び動翼5の内外端壁部分に発生する二次損失の低減を目的としたものとしては3次元設計翼がある(例えば、特許文献1、2参照)。これらは、通路部内外壁に発生する二次流れ渦を抑制するために内外端壁面へ翼を傾斜させて構成し、二次流れ渦の駆動力である翼面の圧力差(マッハ数差)を低減することにより二次流れ渦の発達を押さえ、二次流れ損失を低減し性能を向上させるものである。また、チップ漏洩損失やラビリンス漏洩損失等の漏洩損失の低減を目的とした種々のシール構造も提案されている。
しかし、ラビンリンス漏洩蒸気が静翼3より流出する蒸気と混合し、静翼3の蒸気流出角度が設計角度とずれて、動翼5への流入角度が変化し動翼5での損失が増加し、さらに、静翼3より流出する蒸気と直角に混合するために漏洩蒸気の半径速度成分が失われミキシング損失が発生する。
However, the labyrinth leaking steam mixes with the steam flowing out from the
すなわち、漏洩損失のひとつであるラビリンス漏洩損失は、図8に示すようにラビリンスフィン8と回転軸4との間隙より蒸気が漏洩し、動翼5に対して有効な仕事(回転力)を与えないために発生する。ラビリンス漏洩損失は通路部にて有効な仕事を行う蒸気流量Gと漏洩蒸気流量GLとの比GL/Gにて表せる。このラビリンスフィン8を通過する漏洩蒸気は静翼内輪2と回転軸4との間隙を通り動翼5に流入し下流側へと流出して行く。
That is, the labyrinth leakage loss, which is one of the leakage losses, causes steam to leak from the gap between the
この漏洩蒸気は動翼5に流入する際に静翼3より流出する蒸気と混合する。静翼3より流出する蒸気は所定の流速と流出角度になるよう静翼3にてコントロールされているが、ラビリンスフィン8より流出する漏洩蒸気(図中 矢印A)は半径方向速度成分を持って静翼3より流出する蒸気(図中 矢印B)と直角に混合するために漏洩蒸気の半径速度成分が失われミキシング損失が発生する。さらに、漏洩蒸気が静翼3より流出する蒸気と混合することにより蒸気流出角度が設計角度とずれるために、動翼5への流入角度が変化し動翼5での損失が増加する。
The leaked steam is mixed with the steam flowing out from the
試験タービンにて計測した漏洩蒸気流量と段落性能との関係を図9に示す。縦軸に段落効率を示し、横軸に漏洩蒸気流量GLと通路部流量Gとの比(GL/G)を示す。図中に示す斜線部は前述にて定義した漏洩損失(GL/G)分を示す。漏洩蒸気によるミキシング損失および動翼5での損失増加分(以下、干渉損失と呼ぶ)は斜線部と段落効率を示す実線で囲まれた部分である。 FIG. 9 shows the relationship between the leakage steam flow rate measured by the test turbine and the paragraph performance. The vertical axis represents the paragraph efficiency, and the horizontal axis represents the ratio (GL / G) between the leakage steam flow rate GL and the passage portion flow rate G. The hatched portion in the figure indicates the leakage loss (GL / G) defined above. The mixing loss due to the leaked steam and the loss increase in the moving blade 5 (hereinafter referred to as interference loss) are the part surrounded by the hatched part and the solid line indicating the paragraph efficiency.
図10に干渉損失と漏洩蒸気流量GLと通路部流量Gとの比(GL/G)の関係を示す。干渉損失は漏洩蒸気の増加に従い大きくなる。これは、漏洩蒸気の増加により静翼3より流出する蒸気とのミキシング損失が増加することと、その影響による流速や流出角度の変化度合いが大きくなるために動翼5での損失が増加するためである。
FIG. 10 shows the relationship between the interference loss, the ratio (GL / G) of the leakage steam flow rate GL and the passage portion flow rate G. Interference loss increases with increasing leaked steam. This is because the loss in the moving
近年、発電プラントに用いられる軸流タービンは、環境問題や省エネルギの観点より信頼性の確保および高効率化が重要な課題となっており、この干渉損失を低減することが要請されるようになっている。 In recent years, axial turbines used in power plants have become important issues in terms of ensuring reliability and increasing efficiency from the viewpoint of environmental problems and energy saving, and it is required to reduce this interference loss. It has become.
本発明の目的は、ラビリンスパッキンと回転軸との間隙より蒸気が漏洩し、静翼出口にて通路部の蒸気と混合する際に発生する干渉損失を低減することができる高性能の軸流タービン段落及び軸流タービンを提供することである。 An object of the present invention is to provide a high-performance axial turbine capable of reducing interference loss that occurs when steam leaks from a gap between a labyrinth packing and a rotating shaft and mixes with steam in a passage at a stationary blade outlet. It is to provide a paragraph and axial turbine.
本発明の軸流タービン段落は、動翼の入口部におけるディスク部の内壁部入口内径を静翼内輪の出口内径より小さく形成するとともに、子午面より観察される前記ディスク部の内壁部入口内径を下流側に向けて連続的に大きく形成し、ラビリンスフィンからの漏洩蒸気が持つ回転軸の半径速度成分を軸流速度成分へ変換するためのディスク部フィンを動翼の入口部に設ける。また、必要に応じて、静翼の出口部からの蒸気を動翼の入口部に導くとともにラビリンスフィンからの漏洩蒸気が持つ回転軸の半径速度成分を軸流速度成分へ変換するための静翼内輪フィンを静翼の出口部に設け、動翼の入口部には、ディスク部の内壁部と連続して繋がるフィレットを設ける。これにより、ラビリンスパッキンと回転軸との間隙より蒸気が漏洩し、静翼出口部にて通路部の蒸気と混合する際に発生する干渉損失を低減する。 In the axial turbine stage of the present invention, the inner wall inlet diameter of the disk portion at the inlet portion of the moving blade is formed smaller than the outlet inner diameter of the stationary blade inner ring, and the inner wall inlet diameter of the disk portion observed from the meridian plane is set. A disk fin that is formed continuously large toward the downstream side and converts the radial velocity component of the rotating shaft of the leaked steam from the labyrinth fin into the axial velocity component is provided at the inlet portion of the moving blade. Further, if necessary, the vane for guiding the steam from the outlet of the stationary blade to the inlet of the moving blade and converting the radial velocity component of the rotating shaft of the leaked vapor from the labyrinth fin into the axial velocity component An inner ring fin is provided at the outlet portion of the stationary blade, and a fillet continuously connected to the inner wall portion of the disk portion is provided at the inlet portion of the moving blade. As a result, the steam leaks from the gap between the labyrinth packing and the rotating shaft, and the interference loss that occurs when mixing with the steam in the passage at the stationary blade outlet is reduced.
本発明によれば、ラビリンスフィンからの漏洩蒸気は、ディスク部フィンや静翼内輪フィンにより漏洩蒸気が持つ回転軸の半径速度成分が軸流速度成分へ変換されて動翼へ流入し、動翼にて最小圧力となる動翼出口部へ動翼の内壁部に沿って流れる。そのために静翼出口部より流出した蒸気と混合する際に発生する半径方向速度成分の喪失によるミキシング損失が低減され、静翼出口部にて通路部の蒸気と混合する際に発生する干渉損失を低減できる。 According to the present invention, the leaked steam from the labyrinth fin flows into the moving blade by converting the radial velocity component of the rotating shaft of the leaking steam into the axial flow velocity component by the disk portion fin or the stationary blade inner ring fin, Flows along the inner wall of the blade to the blade outlet where the minimum pressure is reached. Therefore, mixing loss due to loss of radial velocity component generated when mixing with steam flowing out from the stator blade outlet is reduced, and interference loss generated when mixing with steam in the passage at the stator blade outlet is reduced. Can be reduced.
図1は本発明の第1の実施の形態に係わる軸流タービン段落を子午面より見た側断面図である。静翼外輪1と静翼内輪2とにより複数枚の静翼3が固設され、回転軸4に複数枚の動翼5がディスク部12を介して固設されている。図1では1枚の静翼3及び1枚の動翼5を示している。そして、動翼5の翼頂部にはシュラウド6が設置され、静翼3と動翼5とによりタービン段落が形成されている。また、静翼外輪1には、シュラウド6と静翼外輪1との間隙から漏洩する蒸気を防ぐためにフィン7が植設されており、静翼内輪2には静翼内輪2と回転軸4との間隙を通る漏洩蒸気を減少させるためにラビリンスフィン8が植設されている。
FIG. 1 is a side sectional view of an axial turbine stage according to the first embodiment of the present invention as seen from the meridian plane. A plurality of
ディスク部12の入口内径φ1は静翼内輪2の出口内径φ2より小さく構成されている。また、ディスク部12の内壁部13の径φxは動翼5の入口部より下流側へ向けて連続的に大きくなるように構成されている。すなわち、子午面より観察されるディスク部12の内壁部13の径φxを下流側(図1の右側)に向けて連続的に大きく形成している。
The
さらに、静翼2の出口部には動翼5の入口部に向かって軸方向に静翼内輪フィン9が設けられ、動翼5の入口部よりは静翼3の出口部に向かってディスク部フィン10が設けられている。すなわち、静翼内輪フィン9は、静翼3の出口部の静翼内輪2に設けられ、静翼3の出口部からの蒸気を動翼5の入口部に導くとともに、ラビリンスフィン8からの漏洩蒸気が持つ回転軸の半径速度成分を軸流速度成分へ変換する。また、ディスク部フィン10は動翼5の入口部のディスク部12に設けられ、ラビリンスフィン8からの漏洩蒸気が持つ回転軸の半径速度成分を軸流速度成分へ変換する。
Further, a stationary blade inner ring fin 9 is provided in the axial direction toward the inlet portion of the moving
ラビリンスフィン8より漏洩する蒸気は、静翼内輪フィン9及びディスク部フィン10により形成された流路に沿って、図1中の矢印Aに示すように下流側へ流出する。一方、静翼3より流出する通路部からの蒸気は矢印Bに示すように動翼5へ流入する。蒸気はより低い圧力場に向かって流出するため、漏洩蒸気は動翼5にて最小圧力となる動翼5の出口部へディスク部12の内壁部13に沿って流入し、静翼3の出口部より流出した蒸気も動翼5の出口部へ向かって流出する。
The steam leaking from the
この際に、漏洩蒸気は静翼3より流出した蒸気と動翼5の通路部内で混合し流出するが、漏洩蒸気がディスク部12の内壁部13に沿って流れるので、漏洩蒸気が持つ半径速度成分は軸流速度成分へ変換される。そのため、静翼3より流出した蒸気と混合する際に発生する半径方向速度成分の喪失によるミキシング損失は低減されるので、干渉損失も低減される。
At this time, the leaked steam is mixed with the steam flowing out from the
図2は、本発明の第1の実施の形態による干渉損失と、漏洩蒸気流量GLと通路部流量Gとの比(GL/G)との関係を示すグラフである。図2中の実線は従来例による損失を示し、破線が本発明の第1の実施の形態による損失を示す。図中、実線及び破線で示す範囲は軸流タービン段落において発生する漏洩蒸気の範囲を記載しており、一般的にその範囲は0.005より0.04程度となる。図2に示すように、本発明の第1の実施の形態によれば、GL/Gが0.005より0.04の範囲内において干渉損失は低減されており、軸流タービン段落の性能が向上していることが分かる。 FIG. 2 is a graph showing the relationship between the interference loss according to the first embodiment of the present invention and the ratio (GL / G) between the leakage steam flow rate GL and the passage portion flow rate G. The solid line in FIG. 2 shows the loss due to the conventional example, and the broken line shows the loss according to the first embodiment of the present invention. In the figure, the range indicated by the solid line and the broken line describes the range of the leaked steam generated in the axial turbine stage, and generally the range is about 0.004 to 0.04. As shown in FIG. 2, according to the first embodiment of the present invention, the interference loss is reduced when GL / G is in the range of 0.005 to 0.04, and the performance of the axial turbine stage is reduced. It can be seen that it has improved.
第1の実施の形態によれば、ラビリンスフィン8からの漏洩蒸気は、静翼内輪フィン9及びディスク部フィン10によりディスク部12の内壁部に沿って流れるように動翼5の入口部に導かれるので、静翼3の出口部より流出した蒸気と混合する際には半径方向速度成分が喪失している。従って、ミキシング損失が低減され、静翼3の出口部にて通路部の蒸気と混合する際に発生する干渉損失を低減できる。
According to the first embodiment, the leaked steam from the
図3は、本発明の第2の実施の形態に係わる軸流タービン段落を子午面より見た側断面図である。この第2の実施の形態は、図1に示した第1の実施の形態に対し、動翼5の入口部に、ディスク部12の内壁部13と連続して繋がるフィレット11を設けたものである。図1と同一要素には同一符号を付し重複する説明は省略する。
FIG. 3 is a side sectional view of the axial turbine stage according to the second embodiment of the present invention as seen from the meridian plane. This second embodiment is different from the first embodiment shown in FIG. 1 in that a
図3において、ディスク部12の入口内径φ1は静翼内輪2の出口内径φ2より小さく構成され、ディスク部12の内壁部内径φxは動翼5の入口部より下流側へ向けて連続的に大きくなるように構成されている。さらに、静翼内輪2の出口部には動翼5の入口部に向かって軸方向に静翼内輪フィン9が設けられ、動翼5の入口部のディスク部12には静翼3の出口部に向かってディスク部フィン10が設けられている。
In FIG. 3, the inner diameter φ1 of the
さらに動翼5の入口部のディスク部12の内壁部13には、内壁部13より動翼面にフィレット11が形成されている。図4に動翼5の入口部よりみたフィレット11部分の拡大図を示す。フィレット11は動翼5とディスク部12の内壁部13とを滑らかな連続した曲率で形成されている。
Further, a
第2の実施の形態によれば、第1の実施の形態の効果に加え、動翼5の入口部にフィレット11を設けたので、動翼5内の通路部面積が減少し、第1の実施の形態よりも動翼5の通路部内圧力が低下し漏洩蒸気をより導きやすくなる。
According to the second embodiment, in addition to the effects of the first embodiment, since the
図5は、本発明の第3の実施の形態に係わる軸流タービン段落を子午面より見た側断面図である。この第3の実施の形態は、図1に示した第1の実施の形態に対し、静翼内輪フィン9を省略したものである。 FIG. 5 is a side sectional view of an axial turbine stage according to the third embodiment of the present invention as seen from the meridian plane. In the third embodiment, the stator blade inner ring fin 9 is omitted from the first embodiment shown in FIG.
図5において、ディスク部12の入口内径φ1は静翼内輪2の出口内径φ2より小さく構成され、ディスク部12の内壁部内径φxは動翼5の入口部より下流側へ向けて連続的に大きくなるように構成されている。さらに、動翼5の入口部のディスク部12には静翼3の出口部に向かってディスク部フィン10が設けられている。そして、静翼内輪2の出口部の静翼内輪フィン9は省略されている。
In FIG. 5, the inner diameter φ1 of the
第3の実施の形態によれば、ラビリンスフィン8からの漏洩蒸気は、動翼5の入口部のディスク部11に設けられたディスク部フィン10により漏洩蒸気が持つ回転軸の半径速度成分が喪失されて動翼5へ流入し、ディスク部11の内壁部13の傾斜面に沿って流れるので、漏洩蒸気が少ない場合には、特に静翼内輪フィン9を設けなくても、静翼3の出口部にて通路部の蒸気と混合する際に発生する干渉損失を低減できる。
According to the third embodiment, the leaked steam from the
図6は、本発明の第4の実施の形態に係わる軸流タービン段落を子午面より見た側断面図である。この第4の実施の形態は、図5に示した第3の実施の形態に対し、動翼5の入口部に、ディスク部12の内壁部13と連続して繋がるフィレット11を設けたものである。
FIG. 6 is a side sectional view of an axial turbine stage according to the fourth embodiment of the present invention as seen from the meridian plane. This fourth embodiment is different from the third embodiment shown in FIG. 5 in that the
図6において、ディスク部12の入口内径φ1は静翼内輪2の出口内径φ2より小さく構成され、ディスク部12の内壁部内径φxは動翼5の入口部より下流側へ向けて連続的に大きくなるように構成されている。動翼5の入口部のディスク部12には静翼3の出口部に向かってディスク部フィン10が設けられている。そして、静翼内輪2の出口部の静翼内輪フィン9は省略されている。
In FIG. 6, the inner diameter φ1 of the
さらに、動翼5の入口部のディスク部12の内壁部13には、内壁部13より動翼面にフィレット11が形成されている。フィレット11は動翼5とディスク部12の内壁部13とを滑らかな連続した曲率で形成されている。
Further, a
第4の実施の形態によれば、第3の実施の形態の効果に加え、動翼5の入口部にフィレット11を設けたので、動翼5内の通路部面積が減少し、第3の実施の形態よりも動翼5の通路部内圧力が低下し漏洩蒸気をより導きやすくなる。
According to the fourth embodiment, in addition to the effects of the third embodiment, since the
1…静翼外輪、2…静翼内輪、3…静翼、4…回転軸、5…動翼、6…シュラウド、7…フィン、8…ラビリンスフィン、9…静翼内輪フィン、10…ディスク部フィン、11…フィレット、12…ディスク部、13…内壁部
DESCRIPTION OF
Claims (5)
An axial-flow turbine comprising the axial-flow turbine stage according to any one of claims 1 to 4.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2004020442A JP2005214051A (en) | 2004-01-28 | 2004-01-28 | Axial-flow turbine stage and axial-flow turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2004020442A JP2005214051A (en) | 2004-01-28 | 2004-01-28 | Axial-flow turbine stage and axial-flow turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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JP2005214051A true JP2005214051A (en) | 2005-08-11 |
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ID=34904358
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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JP2004020442A Pending JP2005214051A (en) | 2004-01-28 | 2004-01-28 | Axial-flow turbine stage and axial-flow turbine |
Country Status (1)
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-
2004
- 2004-01-28 JP JP2004020442A patent/JP2005214051A/en active Pending
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