JP2006112437A - 軸流タービン - Google Patents

Abstract

【課題】動翼の翼列間に発生する二次流れに伴って発生する二次流れ渦を抑制し、翼効率の向上を図った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３４と動翼２３を組み合せた段落３６をタービン軸２４の軸方向に沿って複数段配置した軸流タービンにおいて、上記動翼２３の翼素断面中心線Ｉは、タービン軸２４の中心を通る回転中心基準線Ｒに対し、そのルート部２６ｂの翼素断面中心点から傾斜させた直線と、そのチップ部２６ａの翼素断面中心点から傾斜させた直線と、中間部を上記タービン軸２４の上流側に向う凸状の湾曲線とを組み合せて構成したものである。
【選択図】 図７

Description

本発明は、軸流タービンに係り、特に翼列内で成長する二次流渦を抑制し、翼効率の向上を図った軸流タービンに関する。

一般に、軸流タービン、例えば蒸気タービン、ガスタービンは、図１４に示すように、作動流体（以下主流Ｆと記す）の流れに沿って多数の段落１を備えており、一つの段落１にノズル（静翼）２と動翼３を組み合せた構成になっている。

ノズル２は、ダイヤフラム外輪４とダイヤフラム内輪５とで支持され、タービン軸６に対し、周方向に環状列に配置されており、また動翼３は環状列に配置されたノズル２に対応させてタービン軸６の植込部７に植設されている。

また、動翼３は、そのチップ（翼頂部）にシュラウド８とシールフィン９とをそれぞれ備え、運転中に発生する振動をシュラウド８で抑制するとともに、主流Ｆの通り抜けをシールフィン９で防止するようになっている。

このような構成を備える軸流タービンにおいて、ノズル２に流入した主流Ｆは、膨張により速度エネルギを高め、その速度エネルギを動翼３に与えて回転させ、その回転力を利用してタービン軸６から回転トルクを発生させるようになっている。

主流の持つ限られたエネルギからより多くの回転トルクを発生させるには、翼列間を通過する主流Ｆを、如何に効果的に流すかが重要である。ところが、翼列間は、限られた湾曲状の流路になっており、ここを流れる主流Ｆの挙動も複雑になっている。このため、従来の軸流タービンでは、主流Ｆの流れに損失が出ており、この損失のために翼効率を向上させることができない要因の一つになっていた。

翼効率の向上を阻害させる一つに、主流Ｆの二次流れの発生に伴う二次流れ渦がある。

二次流れとは、主流Ｆが翼列間で形成する流路を通過する際、翼高の中間部分で翼形状に沿って効果的に流れるものの、チップ部（翼頂部）やルート部（翼根元部）で、その中間部分を流れる主流Ｆに交差する方向に流れることをいう。この主流Ｆの交差流れは、一方の翼の腹側の圧力が他方の隣りの翼の背側の圧力よりも高くなっていることに起因している。

主流Ｆが二次流れを発生させると、渦を伴うが、この渦は、図１５に示すように発生し、やがて成長する。すなわち、入口境界層１０ａ，１０ｂを伴った主流Ｆａ，Ｆｂは、翼１１ａ，１１ｂ，１１ｃで形成する流路１２ａ，１２ｂに流入するとき、前縁１３ａ，１３ｂに衝突して渦１４ａ，１４ｂを発生する。

渦１４ａ，１４ｂは、腹側馬蹄型渦１５ａ，１５ｂと背側馬蹄型渦１６ａ，１６ｂ，１６ｃとのそれぞれに分かれる。背側馬蹄型渦１６ａ，１６ｂ，１６ｃのそれぞれは、負圧になっている翼１１ａ，１１ｂ，１１ｃの背側１７ａ，１７ｂ，１７ｃに沿って流れる間に流路１２ａ，１２ｂの境界層を巻き込んで次第に成長しながら後縁１８ａ，１８ｂ，１８ｃに流れる。

一方、腹側馬蹄型渦１５ａ，１５ｂは、正圧になっている翼１１ａ，１１ｂ，１１ｃの腹側１９ａ，１９ｂ，１９ｃと負圧になっている隣りの翼１１ｂ，１１ｃの背側１７ｂ，１７ｃとの圧力差により二次流れ２０ａ，２０ｂとともに、隣りの翼１１ｂ，１１ｃの背側１７ｂ，１７ｃに向って流れるとき、流路１２ａ，１２ｂの境界層を巻き込んで大きく成長し、流路渦２１ａ，２１ｂとなってやがて背側馬蹄型渦１６ａ，１６ｂ，１６ｃに合流する。

このように、主流Ｆａ，Ｆｂの翼１１ａ，１１ｂの前縁１３ａ，１３ｂでの衝突により発生する渦１４ａ，１４ｂは、腹側馬蹄型渦１５ａ，１５ｂと背側馬蹄型渦１６ａ，１６ｂ，１６ｃとのそれぞれに分かれ、腹側馬蹄型渦１５ａ，１５ｂが大きく成長して流路渦２１ａ，２１ｂとなり、また背側馬蹄型渦１６ａ，１６ｂ，１６ｃが背側１７ａ，１７ｂ，１７ｃに沿って流れる間に大きく成長することを総称して二次流れ渦と称している。

この二次流れ渦は、流路１２ａ，１２ｂの壁面２２近くを通過する主流Ｆａ，Ｆｂの流線を乱し、翼１１ａ，１１ｂ，１１ｃの翼効率を低下させる大きな原因になっている。このため、二次流れ渦を如何にして抑制するかは、翼効率を従来よりも飛躍的に向上させる課題になっていた。

この二次流れの渦の抑制を、ノズルに適用した技術として、例えば文献「TheEffect of Nozzle Lean on Turbrine Efficiency」（ASME paper PWR. Vol.13）や特許第２０３８２９３号で公表されており、実機適用での好結果を得ている。

しかし、動翼２については、上述ノズル２と同様に、主流Ｆの二次流れに伴う二次流れ渦が発生しているにも拘らず、その開発の進展があまり見受けられていない。動翼３は、ノズル２から与えられた速度エネルギにより回転し、その回転力をタービン軸６に伝えるだけなので、その強度および振動対策に開発の力点が置かれ、翼効率の向上に力点を置いていないと考えられる。

しかし、発電プラントの熱効率の向上を目指して研究が進められている今日、動翼３の翼効率向上も軸流タービンの全体の段落効率を飛躍的に向上させる上で大切なことである。

本発明は、このような背景技術の下になされたもので、動翼の翼列間に発生する二次流れに伴って発生する二次流れ渦を抑制し、翼効率の向上を図った軸流タービンを提供することを目的とする。

また、本発明の他の目的は、動翼の翼効率の向上とともに、ノズルの翼効率もより一層向上させた軸流タービンを提供することにある。

本発明に係る軸流タービンは、上記目的を達成するために、請求項１に記載したように、ノズルと動翼を組み合せた段落をタービン軸の軸方向に沿って複数段配置した軸流タービンにおいて、上記動翼の翼素断面中心線は、タービン軸の中心を通る回転中心基準線に対し、そのルート部の翼素断面中心点から傾斜させた直線と、そのチップ部の翼素断面中心点から傾斜させた直線と、中間部を上記タービン軸の上流側に向う凸状の湾曲線とを組み合せて構成したものである。

また、本発明に係る軸流タービンは、上記目的を達成するために、請求項２に記載したように、翼素断面中心線は、ルート部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をβｒとし、そのチップ部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をβｔとするとき、各傾斜角度βｒ，βｔを、０°＜βｒ，βｔ≦２０°の範囲に設定したものである。

また、本発明に係る軸流タービンは、上記目的を達成するために、請求項３に記載したように、請求項１または２記載の軸流タービンにおいて、上記翼素断面中心線の直線部は、上記タービンの子午面上および軸横断面上のそれぞれで上記回転中心基準線に対して傾斜しており、上記翼素断面中心線の上記湾曲線は上記軸横断面上で上記動翼の腹側に向かう凸形状を有するものである。

また、本発明に係る軸流タービンは、上記目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼素断面中心線は、タービン軸の横断方向から観察したとき、ルート部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をδｒとし、そのチップ部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をδｔとするとき、各傾斜角度δｒ，δｔを、０°＜δｒ，δｔ≦２０°の範囲に設定したものである。

また、本発明に係る軸流タービンは、上記目的を達成するために、請求項５に記載したように、請求項１ないし５のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、上記ノズルを上記動翼の翼素断面中心線と同一形状に形成させて上記動翼の上流側に配置したものである。

以上の説明のとおり、本発明に係る軸流タービンは、動翼の翼素断面中心線を、そのチップ部およびルート部で回転中心基準線に対し傾斜させた直線に、その中間部で主流の上流側に向って凸状の湾曲線にそれぞれ構成し、これら直線および湾曲線を連続的に接続し、動翼のチップ部およびルート部のそれぞれに向う押圧力を発生させたので、より一層二次流れおよび二次流れ渦の発生を抑制することができる。その際、タービン軸の横断方向から観察した場合、動翼の翼素断面中心線を、上述と同様に、そのチップ部およびルート部で回転中心基準線に対し傾斜させた直線に、その中間部で腹側に向って凸状の湾曲線にそれぞれ構成し、これら直線および湾曲線を連続的に接続し、腹側方向からチップ部およびルート部のそれぞれに向う押圧力を発生させたので、二次流れおよび二次流れ渦を確実に抑制することができる。

また、本発明に係る軸流タービンは、ノズルの形状を、動翼の翼素断面中心線に合せるように形成し、ノズルとの動翼との間隙を適正値に設定したので、混合損失と非定常流れ損失との合流損失を低くすることができ、翼効率の高い軸流タービンを実現することができる。

以下、本発明に係る軸流タービンの一実施の形態を図面を参照して説明する。

図１は、本発明に係る軸流タービンの第１実施形態を示す概略図である。なお、図１は、軸流タービンのうち、段落の一部を構成する動翼を示している。

本実施形態に係る動翼２３は、タービン軸２４の植込部２５に植設され、そのタービン軸２４の周方向に沿って環状列に配置されている。

動翼２３は、チップ部２６ａの翼素断面中心点Ａとルート部２６ｂの翼素断面中心点Ｂとを結ぶ翼素断面中心線（慣性主軸）Ｉを、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対し、角度αで傾斜させるようになっている。つまり、主流Ｆの流れに対し、翼素断面中心線Ｉは、タービン軸２４の後流側に向って傾くように形成されている。

また、動翼２３の翼素断面中心線Ｉは、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対し、その傾斜角度αを、０＜α≦１５°の範囲に設定される。

本実施形態に係る動翼２３は、翼素断面中心線Ｉの傾斜角度αを、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対し、０＜α≦１５°の範囲に設定すると、図２に示すように、チップ部２６ａの入口流路翼列線Ｔｉがルート部２６ｂの入口流路翼列線Ｒｉよりもタービン軸２４の後流側に向って傾斜するため、図１に示すベクトルＶのように、主流Ｆの流れに対してチップ部２６ａへ押し付ける押圧力が発生する。

したがって、本実施形態では、チップ部２６ａに対し、主流ＦがベクトルＶの押圧力を発生させるので、図１５で示した背側馬蹄型渦１６ａ，１６ｂおよび流路渦２１ａ，２１ｂを抑制することができる。

さらに、図３を参照して腹側と背側との圧力差低減効果を説明する。

図３は、図１５で示した腹側１９ａから背側１７ｂに向って発生する圧力勾配（二次流れ２０ａ）を従来と比較して示すグラフである。図１５に示す従来の圧力勾配と比較すると、腹側の静圧分布は、ほぼ同一値になっているが、背側の静圧分布は、従来に比較して本実施形態の方が高くなり、腹側と背側の圧力差は本実施形態の方が著しく少なくなって低減されている。この圧力差低減効果は、動翼２３の翼素断面中心線Ｉを、従来に較べて主流Ｆの流れの後流側に傾斜させたために、主流Ｆの流れに対してチップ部２６ａにベクトルＶの押圧力が発生し、この押圧力によりチップ部２６ａの主流の負荷分担が従来に較べて低減していることに起因するものと考えられる。

このように、腹側と背側との圧力差が小さくなる場合、図１６で示すように、圧力差が大きいために二次流れ２８が強くなり、前縁２７で発生した背側馬蹄型渦や流路渦の合流渦２９が他方の隣りの動翼２３の背側３０で大きく成長する従来に対し、本実施形態では、図４に示すように、圧力差が小さいために二次流れ２８も弱くなり、合流渦２９も相対的に小さくなる。このため、主流Ｆはその流線の乱れを少なくするので、翼効率を従来よりも向上させることができる。

次に、動翼２３の翼素断面中心線Ｉの傾斜角度αを、０°＜α≦１５°の範囲に変化させた場合の翼効率ηｉの比（ηｉ／η_０）を示している。

図５から、傾斜角度αが０°〜１５°の範囲で翼効率比１．０を超え、従来よりも優れた翼効率であることが認められる。

さらに、図６を参照して動翼２３の圧力損失を説明する。図６は、動翼出口における翼高の方向に沿った圧力損失分布を、従来と比較して示すグラフである。従来の動翼の圧力損失と比較すると、本実施形態による圧力損失分布Ａでは、動翼の中間部分およびルート部２６ｂでほぼ近似しているが、そのチップ部２６ａでその変動が著しく小さくなっている。通常、動翼の圧力損失は、二次流れの影響を受けるため、そのルート部２６ｂおよびチップ部２６ａで大きくなるものであるが、本実施形態では、動翼２３の翼素断面中心線Ｉを、主流Ｆの流れの後流側に向って傾斜させ主流Ｆに対し動翼２３から傾斜状の押圧力Ｖを発生させているので、図６で示すように、チップ部２６ａの圧力損失を低くさせていることがわかる。

図７は、本発明に係る軸流タービンの第２実施形態を示す概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一部分には、同一符号を付している。

本実施形態に係る動翼２３は、翼素断面中心線Ｉを、子午面で観察した場合、チップ部２６ａの翼素断面中心点Ａおよびルート部２６ｂの翼素断面中心点Ｂのそれぞれにおいて、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対し、傾斜角度βｔ，βｒの直線Ｉ_１，Ｉ_２にし、その中間部を前縁２７に向って凸状の湾曲線Ｉ_３にし、その湾曲線Ｉ_３を直線Ｉ_１，Ｉ_２のそれぞれに連続的に接続する構成にしたものである。

また、翼素断面中心線Ｉのうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２のそれぞれは、回転中心基準線Ｒに対する傾斜角度βｔ，βｒを、０°＜βｔ，βｒ≦２０°の範囲に設定される。

本実施形態に係る動翼２３は、翼素断面中心線Ｉのうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２のそれぞれのタービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対する傾斜角度βｔ，βｒを、０°＜βｔ，βｒ≦２０°の範囲に設定すると、第１実施形態と同様に、主流Ｆの流れに対してチップ部２６ａおよびルート部２６ｂのそれぞれにベクトルＶ_１，Ｖ_２の押圧力が発生する。

したがって、本実施形態では、チップ部２６ａおよびルート部２６ｂのそれぞれにベクトルＶ_１，Ｖ_２の押圧力が発生するから、二次流れを抑制して一方の動翼の腹側と他方の隣りの動翼の背側との圧力勾配を小さくすることができ、これに伴って二次流れ渦の発生も、従来に較べ比較的低く抑制することができる。

次に、動翼２３の翼素断面中心線Ｉのうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２の傾斜角度βｔ，βｒのそれぞれを、０°＜βｔ，βｒ≦２０°の範囲に変化させた場合の翼効率ηｉに与える影響度合を説明する。図８は、動翼２３の翼素断面中心線Ｉのうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２にした場合の傾斜角度βｔ，βｒと翼効率ηｉとの関係を示すグラフであり、縦軸に、従来の翼効率η_０に対する本実施形態における翼効率ηｉの比（ηｉ／η_０）を示している。

図８から、傾斜角度βｔ，βｒが０°〜２０°の範囲で翼効率比１．０を超え、従来よりも優れた翼効率であることが認められる。

また、動翼２３の圧力損失を、従来と比較すると、図６に示すように、本実施形態による圧力損失分布Ｂでは、チップ部２６ａおよびルート部２６ｂでもその変動が低くなっている。これは、チップ部２６ａおよびルート部２６ｂのそれぞれに向うベクトルＶ_１，Ｖ_２の押圧力の影響を受けたためと考えられる。

図９は、本発明に係る軸流タービンの第３実施形態を示す概略図である。なお、第１実施形態の構成部分と同一部分には同一符号を付す。また、図面中、左図と右図とは構成部品の位置関係を対応させたもので、左図は第２実施形態と同様に子午面から観察した動翼２３であり、右図は、タービン軸２４の横断方向から観察した動翼２３を示している。

本実施形態に係る動翼２３は、右図に示すように、翼素断面中心線Ｉを、チップ部２６ａの翼素断面中心点Ａおよびルート部２６ｂの翼素断面中心点Ｂのそれぞれにおいて、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対し、傾斜角度δｔ，δｒの直線Ｉ_１，Ｉ_２にし、その中間部を腹側３１に向って凸状の湾曲線Ｉ_３にし、その湾曲線Ｉ_３を直線Ｉ_１，Ｉ_２のそれぞれに連続的に接続する構成にしたものである。

また、翼素断面中心線Ｉのうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２のそれぞれは、回転中心基準線Ｒに対する傾斜角度δｔ，δｒを、０°＜δｔ，δｒ≦２０°の範囲に設定される。

本実施形態に係る動翼２３は、左図で示した子午面から観察した翼素断面中心線Ｉのうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２を前縁２７に向わせたものと、右図で示したタービン軸２４の横断方向から観察した直線Ｉ_１，Ｉ_２を腹側３１に向わせたものとを組み合せることにより、チップ部２６ａおよびルート部２６ｂに向ってベクトルＶ_１，Ｖ_２の押圧力が発生し、また、腹側３１方向からチップ部２６ａおよびルート部２６ｂに向ってベクトルＶ_３，Ｖ_４の押圧力が発生し、これら押圧力が相乗されて二次流れおよび二次流渦を従来よりも大幅に抑制することができる。

また、本実施形態ではタービン軸２４の横断方向から観察した翼素断面中心線Ｉののうち、直線Ｉ_１，Ｉ_２のタービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対する傾斜角度δｔ，δｒを、０°＜δｔ，δｒ≦２０°の範囲に設定すると、図１０に示すように、従来の翼効率η_０に対する翼効率ηｉの翼効率比（ηｉ／η_０）を向上させることができる。

また、動翼２３の圧力損失を、従来と比較すると、図６に示すように、本実施形態による圧力損失分布Ｃでは、チップ部２６ａおよびルート部２６ｂでもその変動が著しく低くなっている。これは、チップ部２６ａおよびルート部２６ｂに向うベクトルＶ_１，Ｖ_２の押圧力と、腹側３１方向からチップ部２６ａおよびルート部２６ｂに向うベクトルＶ_３，Ｖ_４の押圧力との相乗効果の影響を受けたためと考えられる。

図１１は、本発明に係る軸流タービンの第４実施形態を示す概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一部分には同一符号を付す。

本実施形態は、動翼２３の翼素断面中心線Ｉを、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線に対して傾斜角αだけタービン軸２４の後流側に傾斜させたことに伴い、ダイヤフラム外輪３２およびダイヤフラム内輪３３で支持されるノズル３４の後縁３５を、そのチップ部２６ａからルート部２６ｂに向って直線状にタービン軸２４の後流側に傾斜させたものである。

一般に、ノズル３４と動翼２３を組み合せた軸流タービンの段落３６では、ノズル３４の後縁３５の厚さによる不均一な速度分布を備えた後流（ウェーク）が発生する。このため、ノズル３４の後流側に配置する動翼２３には、後流の発生に伴う付加的な損失が発生する。この損失は、混合損失と非定常流れ損失に分類される。

この混合損失は、図１２に示すように、主流Ｆと後縁３５の厚みによる速度欠損との混合に起因し、図１１に示すように、ノズル３４と動翼２３との間が大きくなるに従って両者の混合が進行するため、その損失を増加させる。

また、非定常流れ損失は、主流Ｆの動翼２３への流入角および流入速度がノズル３４の後縁３５からの後流により周期的に変動するために生じており、ノズル３４と動翼２３との間が大きくなるに従ってその変動の大きさが緩和されるため、その損失を減少させる。

したがって、ノズル３４と動翼２３との間隙は、図１２に示すように、混合損失と非定常流れ損失との和である合計損失が最小となる適正値が存在する。

軸流タービンの段落３６を設計する場合、従来、ノズル３４の後縁３５と動翼２３との間隙は、動翼２３の翼素断面中心線Ｉが翼高方向に向って各翼素の中央を通るようになっているため、この翼素断面中心線Ｉに合せるように適正値を設定していた。

しかし、従来の間隙適正値をそのまま採用すると、本実施形態では、ノズル３４の後縁３５と動翼２３との間隙、特にチップ部の間隙が大きくなり過ぎる。このため、本実施形態では、図１１に示すように、動翼２３の翼素断面中心線Ｉに合せるように、ノズル３４の前縁３７および後縁３５をタービン軸２４の後流側に向って傾斜されたものである。

したがって、本実施形態では、動翼２３の翼素断面中心線Ｉに合せるように、ノズル３４の前縁３７および後縁３５を、そのチップ部２６ａからルート部２６ｂにかけてタービン軸２４の後流側に向って傾斜させたので、ノズル３４の後縁３５と動翼２３との間隙値を図１２に示す適正値に保つことができ、従来の合計損失を低く抑えることができる。

図１３は、本発明に係る軸流タービンの第５実施形態を示す概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一部分には同一符号を付す。

本実施形態は、動翼２３の翼素断面中心線Ｉを、子午面で観察した場合、チップ部２６ａの翼素断面中心点Ａおよびルート部２６ｂの翼素断面中心点Ｂのそれぞれにおいて、タービン軸２４の中心Ｏを通る回転中心基準線Ｒに対し、傾斜角度βｔ，βｒの直線Ｉ_１，Ｉ_２のそれぞれに連続的に接続する構成にしたことに伴い、ノズル３４の前縁３７および後縁３５の形状も、直線Ｉ_１，Ｉ_２、湾曲線Ｉ_３を組み合せた動翼２３の翼素断面中心線Ｉの形状に合せたものである。

本実施形態は、ノズル３４の前縁３７および後縁３５の形状を、動翼２３の翼素断面中心線Ｉの形状に合せたので、ノズル３４の後縁３５と動翼２３との間隙を図１２に示す適正値に設定することができる。

したがって、本実施形態では、ノズル３４の後縁３５と動翼２３との間隙を適正値に設定したので、図１２に示す合計損失を低く抑えることができる。

本発明に係る軸流タービンの第１実施形態を示す概略図。 第１実施形態に係る動翼をチップ部から観察した平面展開概略図。 第１実施形態に係る動翼の腹側・背側に発生する圧力分布と従来とを比較したグラフ。 第１実施形態に係る動翼の二次流れの挙動を説明する図。 第１実施形態に係る動翼の翼素断面中心線を、タービン軸の中心を通る回転中心基準線に対し傾斜させた場合の傾斜角度と翼効率比との関係を示すグラフ。 第１実施形態、第２実施形態および第３実施形態における動翼の圧力損失分布を従来と比較して示すグラフ。 本発明に係る軸流タービンの第２実施形態を示す概略図。 第２実施形態に係る動翼の翼素断面中心線を、ルート部およびチップ部でタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対し、傾斜させて直線にし、その中間部を主流の上流側に向って凸状の湾曲線に構成し、これら直線および湾曲線を組み合せたときの、その直線の傾斜角度と翼効率比との関係を示すグラフ。 本発明に係る軸流タービンの第３実施形態を示す概略図。 第２実施形態に係る動翼をタービン軸の横断方向から観察したとき、その翼素断面中心線を、ルート部およびチップ部でタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対し、傾斜させて直線にし、その中間部を腹側に向って凸状の湾曲線に構成し、これら直線および湾曲線を組み合せたときの、その直線の傾斜角度と翼効率比との関係を示すグラフ。 本発明に係る軸流タービンの第４実施形態を示す概略図。 ノズルと動翼との間隙に伴って発生する損失を説明する図。 本発明に係る軸流タービンの第５実施形態を示す概略図。 従来の軸流タービンの実施形態を示す概略図。 二次流れおよび二次流れ渦の発生・挙動を説明する図。 従来の動翼の二次流れの挙動を説明する図。

符号の説明

１ 段落
２ ノズル（静翼）
３ 動翼
４ ダイヤフラム外輪
５ ダイヤフラム内輪
６ タービン軸
７ 植込部
８ シュラウド
９ シールフィン
１０ａ，１０ｂ 入口境界層
１１ａ，１１ｂ，１１ｃ 翼
１２ａ，１２ｂ 流路
１３ａ，１３ｂ 前縁
１４ａ，１４ｂ 渦
１５ａ，１５ｂ 腹側馬蹄型渦
１６ａ，１６ｂ，１６ｃ 背側馬蹄型渦
１７ａ，１７ｂ，１７ｃ 背側
１８ａ，１８ｂ，１８ｃ 後縁
１９ａ，１９ｂ，１９ｃ 腹側
２０ａ，２０ｂ 二次流れ
２１ａ，２１ｂ 流路渦
２２ 壁面
２３ 動翼
２４ タービン軸
２５ 植込部
２６ａ チップ部
２６ｂ ルート部
２７ 前縁
２８ 二次流れ
２９ 合流渦
３０ 背側
３１ 腹側
３２ ダイヤフラム外輪
３３ ダイヤフラム内輪
３４ ノズル
３５ 後縁
３６ 段落
３７ 前縁

Claims (5)

1. ノズルと動翼を組み合せた段落をタービン軸の軸方向に沿って複数段配置した軸流タービンにおいて、上記動翼の翼素断面中心線は、タービン軸の中心を通る回転中心基準線に対し、そのルート部の翼素断面中心点から傾斜させた直線と、そのチップ部の翼素断面中心点から傾斜させた直線と、中間部を上記タービン軸の上流側に向う凸状の湾曲線とを組み合せて構成したことを特徴とする軸流タービン。
2. 翼素断面中心線は、ルート部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をβｒとし、そのチップ部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をβｔとするとき、各傾斜角度βｒ，βｔを、０°＜βｒ，βｔ≦２０°の範囲に設定したことを特徴とする請求項１記載の軸流タービン。
3. 請求項１または２記載の軸流タービンにおいて、上記翼素断面中心線の直線部は、上記タービンの子午面上および軸横断面上のそれぞれで上記回転中心基準線に対して傾斜しており、上記翼素断面中心線の上記湾曲線は上記軸横断面上で上記動翼の腹側に向かう凸形状を有することを特徴とする軸流タービン。
4. 翼素断面中心線は、タービン軸の横断方向から観察したとき、ルート部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をδｒとし、そのチップ部の翼素断面中心点から傾斜させた直線のタービン軸の中心を通る回転中心基準線に対する傾斜角度をδｔとするとき、各傾斜角度δｒ，δｔを、０°＜δｒ，δｔ≦２０°の範囲に設定したことを特徴とする請求項３記載の軸流タービン。
5. 請求項１ないし５のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、上記ノズルを上記動翼の翼素断面中心線と同一形状に形成させて上記動翼の上流側に配置したことを特徴とする軸流タービン。

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