JP2006138259A - Axial flow turbine - Google Patents

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JP2006138259A JP2004328662A JP2004328662A JP2006138259A JP 2006138259 A JP2006138259 A JP 2006138259A JP 2004328662 A JP2004328662 A JP 2004328662A JP 2004328662 A JP2004328662 A JP 2004328662A JP 2006138259 A JP2006138259 A JP 2006138259A
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JP2004328662A
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Japanese (ja)
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Kazuyuki Matsumoto
和幸 松本
Eisaku Ito
栄作 伊藤
Yoshinori Tanaka
良典 田中
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an axial flow turbine improving turbine efficiency by reducing loss caused by interference of main flow and leak flow. <P>SOLUTION: In the axial flow turbine having stationary blade rows 5 and moving blade rows 9 arranged alternately in an axial direction in a multi-stage fashion and having cavities 14, 15 formed between the stationary blade rows 5 and the moving blade rows 9, an overhang part 10 provided on a downstream side surface of a stationary hub shroud 3b along the axial direction is extended to overlap with an overhang part 11 provided on an upstream side surface of a moving blade platform 7a in the axial direction by a predetermined length, and an overhang part 12 provided on a downstream side surface of a moving blade tip shroud 7b along the axial direction is extended to overlap with an overhang part 13 provided on an upstream side surface of a stationary blade platform 3a in the axial direction by a predetermined length. <P>COPYRIGHT: (C)2006,JPO&NCIPI

Description

本発明は、軸流タービンに関し、詳細には、軸流タービンの静動翼列間の構造に関する。   The present invention relates to an axial flow turbine, and more particularly to a structure between stationary blade rows of an axial flow turbine.

図７に、従来の軸流タービンの静動翼列間の軸方向断面の概略図を示す。
図７に示すように、従来の軸流タービン４０は、ケーシング４１に設けられた静翼プラットホーム４２ａと内周側の静翼ハブシュラウド４２ｂとの間に支持された複数の静翼４３から構成される静翼列４４と、中心軸Ｏを回転中心として回転するロータ４５に設けられた動翼プラットホーム４６ａと外周側の動翼チップシュラウド４６ｂとの間に支持された複数の動翼４７から構成される動翼列４８とを有しており、複数の静翼列４４及び複数の動翼列４８が、軸方向に交互に多段に配置されたものである。この部分が、ガスタービンや蒸気タービン等のように高温に晒される場合、ロータ４５等の熱伸びを吸収する必要があり、そのため、静翼列４４と動翼列４８との間には空間が設けられ、キャビティ４９、５０が形成されている。 FIG. 7 shows a schematic diagram of an axial cross section between stationary blade rows of a conventional axial flow turbine.
As shown in FIG. 7, the conventional axial turbine 40 is composed of a plurality of stationary blades 43 supported between a stationary blade platform 42a provided in a casing 41 and a stationary blade hub shroud 42b on the inner peripheral side. And a plurality of blades 47 supported between a blade platform 46a provided on a rotor 45 that rotates about a central axis O and a blade tip shroud 46b on the outer peripheral side. The plurality of stationary blade rows 44 and the plurality of rotor blade rows 48 are alternately arranged in multiple stages in the axial direction. When this portion is exposed to a high temperature such as a gas turbine or a steam turbine, it is necessary to absorb the thermal elongation of the rotor 45 or the like. Therefore, there is a space between the stationary blade row 44 and the moving blade row 48. Cavities 49 and 50 are formed.

特開２００４−４４４９６号公報JP 2004-44496 A

蒸気タービンやガスタービン等に用いられる軸流タービンは、作動流体が軸方向から入り、軸方向に出るものであり、蒸気タービンやガスタービン等のタービン効率をより高くするには、作動流体のエネルギー損失をできるだけ低減させることが望ましい。ところが、図７に示すような、従来の軸流タービン４０においては、静翼ハブシュラウド４２ｂ下流側のキャビティ４９からの漏れ流れＢ及び動翼チップシュラウド４６ｂ下流側のキャビティ５０からの漏れ流れＣと、主流Ａとが干渉し、損失が発生していた。   An axial flow turbine used for a steam turbine, a gas turbine, or the like is one in which a working fluid enters from the axial direction and exits in the axial direction. To increase the turbine efficiency of the steam turbine, the gas turbine, etc., the energy of the working fluid is increased. It is desirable to reduce the loss as much as possible. However, in the conventional axial flow turbine 40 as shown in FIG. 7, the leakage flow B from the cavity 49 downstream of the stationary blade hub shroud 42b and the leakage flow C from the cavity 50 downstream of the moving blade tip shroud 46b The mainstream A interfered with the loss.

本発明は上記課題に鑑みなされたもので、主流と漏れ流れの干渉に起因する損失を低減し、タービン効率を向上させる軸流タービンを提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above problems, and an object of the present invention is to provide an axial-flow turbine that can reduce loss due to interference between a main flow and a leakage flow and improve turbine efficiency.

上記課題を解決する第１の発明に係る軸流タービンは、
複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第１オーバーハング部を設けるともに、前記静翼ハブシュラウドに対向する前記動翼列の動翼プラットホームの上流側側面に、前記第１オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第２オーバーハング部を設け、
前記第１オーバーハング部は、前記第２オーバーハング部に対して、軸方向に所定長さ重なるように延設されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a first invention for solving the above-described problem is
An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
On the downstream side surface of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row, a first overhang portion is provided along the axial direction, and on the upstream side surface of the moving blade platform of the moving blade row facing the stationary blade hub shroud. Providing a second overhang portion facing the cavity-side surface of the first overhang portion,
The first overhang portion may be extended with a predetermined length in the axial direction with respect to the second overhang portion.

上記課題を解決する第２の発明に係る軸流タービンは、
上記第１の発明において、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第３オーバーハング部を設けるともに、前記動翼チップシュラウドに対向する前記静翼列の静翼プラットホームの上流側側面に、前記第３オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第４オーバーハング部を設け、
前記第３オーバーハング部は、前記第４オーバーハング部に対して、軸方向に所定長さ重なるように延設されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a second invention that solves the above problem is as follows.
In the first invention,
A third overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the rotor blade tip shroud of the rotor blade row, and on the upstream side surface of the stator blade platform of the stator blade row facing the rotor blade tip shroud. Providing a fourth overhang portion facing the cavity side surface of the third overhang portion,
The third overhang portion is extended to overlap the fourth overhang portion by a predetermined length in the axial direction.

上記課題を解決する第３の発明に係る軸流タービンは、
上記第１又は第２の発明において、
前記静翼ハブシュラウドの下流側のキャビティの軸方向の長さをＧ１とし、前記第１オーバーハング部と前記第２オーバーハング部とが重なる長さをＬ１とすると、
前記第１オーバーハング部と前記第２オーバーハング部は、０＜Ｌ１／Ｇ１＜０．５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a third invention for solving the above-described problem is
In the first or second invention,
When the length in the axial direction of the cavity on the downstream side of the stationary blade hub shroud is G1, and the length in which the first overhang portion and the second overhang portion overlap is L1,
The first overhang portion and the second overhang portion are arranged so that a relationship of 0 <L1 / G1 <0.5 is satisfied.

上記課題を解決する第４の発明に係る軸流タービンは、
上記第２又は第３の発明において、
前記動翼チップシュラウドの下流側のキャビティの軸方向の長さをＧ２とし、前記第３オーバーハング部と前記第４オーバーハング部とが重なる長さをＬ２とすると、
前記第３オーバーハング部と前記第４オーバーハング部は、０＜Ｌ２／Ｇ３＜０．５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a fourth invention for solving the above-described problem is
In the second or third invention,
When the length in the axial direction of the cavity on the downstream side of the blade tip shroud is G2, and the length in which the third overhang portion and the fourth overhang portion overlap is L2,
The third overhang portion and the fourth overhang portion are arranged so that a relationship of 0 <L2 / G3 <0.5 is satisfied.

上記課題を解決する第５の発明に係る軸流タービンは、
複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第１オーバーハング部を設け、
前記第１オーバーハング部は、前記静翼列下流に生成される静圧が前記静翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a fifth invention for solving the above-described problem is as follows.
An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
A first overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row,
The first overhang portion is extended to a position where static pressure generated downstream of the stationary blade row is substantially constant in a circumferential direction of the stationary blade row.

上記課題を解決する第６の発明に係る軸流タービンは、
上記第５の発明において、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第３オーバーハング部を設け、
前記第３オーバーハング部は、前記動翼列下流に生成される静圧が前記動翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a sixth invention for solving the above-described problem is
In the fifth invention,
A third overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the blade tip shroud of the blade row,
The third overhang portion is extended to a position where a static pressure generated downstream of the blade row becomes substantially constant in a circumferential direction of the blade row.

上記課題を解決する第７の発明に係る軸流タービンは、
上記第１又は第２の発明において、
前記第１オーバーハング部は、前記静翼列下流に生成される静圧が前記静翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする。
つまり、第１オーバーハング部は、第２オーバーハング部と重なるように配置され、静圧が周方向に略一定になる位置まで延設される。 An axial turbine according to a seventh invention for solving the above-described problem is
In the first or second invention,
The first overhang portion is extended to a position where static pressure generated downstream of the stationary blade row is substantially constant in a circumferential direction of the stationary blade row.
That is, the first overhang portion is disposed so as to overlap the second overhang portion, and is extended to a position where the static pressure becomes substantially constant in the circumferential direction.

上記課題を解決する第８の発明に係る軸流タービンは、
上記第２の発明において、
前記第３オーバーハング部は、前記動翼列下流に生成される静圧が前記動翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする。
つまり、第３オーバーハング部は、第４オーバーハング部と重なるように配置され、静圧が周方向に略一定になる位置まで延設される。 An axial turbine according to an eighth invention for solving the above-described problem is
In the second invention,
The third overhang portion is extended to a position where a static pressure generated downstream of the blade row becomes substantially constant in a circumferential direction of the blade row.
That is, the third overhang portion is disposed so as to overlap the fourth overhang portion, and is extended to a position where the static pressure is substantially constant in the circumferential direction.

上記課題を解決する第９の発明に係る軸流タービンは、
上記第５乃至第７のいずれかの発明において、
前記静翼のコード長をＣ１とし、前記静翼の後縁から前記第１オーバーハング部の先端までに長さをＬ３とすると、
前記第１オーバーハング部は、Ｌ３／Ｃ１＞０．２５の関係が成り立つように、延設されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a ninth invention for solving the above-described problems is
In any one of the fifth to seventh inventions,
When the cord length of the stationary blade is C1, and the length from the trailing edge of the stationary blade to the tip of the first overhang portion is L3,
The first overhang portion is extended so that a relationship of L3 / C1> 0.25 is established.

上記課題を解決する第１０の発明に係る軸流タービンは、
上記第６乃至第８のいずれかの発明において、
前記動翼のコード長をＣ２とし、前記動翼の後縁から前記第３オーバーハング部の先端までの長さをＬ４とすると、
前記第３オーバーハング部又は前記第６オーバーハング部は、Ｌ４／Ｃ２＞０．２５の関係が成り立つように、延設されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a tenth aspect of the invention for solving the above problem is as follows.
In any one of the sixth to eighth inventions,
When the cord length of the moving blade is C2, and the length from the trailing edge of the moving blade to the tip of the third overhang portion is L4,
The third overhang portion or the sixth overhang portion is extended so that a relationship of L4 / C2> 0.25 is established.

上記課題を解決する第１１の発明に係る軸流タービンは、
複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第１オーバーハング部を設けるともに、前記静翼ハブシュラウドに対向する前記動翼列の動翼プラットホームの上流側側面に、前記第１オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第２オーバーハング部を設け、
前記第１オーバーハング部は、前記第２オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする。 An axial turbine according to an eleventh invention for solving the above-described problem is
An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
On the downstream side surface of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row, a first overhang portion is provided along the axial direction, and on the upstream side surface of the moving blade platform of the moving blade row facing the stationary blade hub shroud. Providing a second overhang portion facing the cavity-side surface of the first overhang portion,
The first overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side of the axial turbine with respect to the second overhang portion.

上記課題を解決する第１２の発明に係る軸流タービンは、
上記第１１の発明において、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第３オーバーハング部を設けるともに、前記動翼チップシュラウドに対向する前記静翼列の静翼プラットホームの上流側側面に、前記第３オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第４オーバーハング部を設け、
前記第３オーバーハング部は、前記第４オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a twelfth aspect of the invention for solving the above-described problem is
In the eleventh aspect,
A third overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the rotor blade tip shroud of the rotor blade row, and on the upstream side surface of the stator blade platform of the stator blade row facing the rotor blade tip shroud. Providing a fourth overhang portion facing the cavity side surface of the third overhang portion,
The third overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side of the axial turbine with respect to the fourth overhang portion.

上記課題を解決する第１３の発明に係る軸流タービンは、
上記第１、第２、第５、第６、第７のいずれかの発明において、
前記第１オーバーハング部は、前記第２オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする。
つまり、第１オーバーハング部は、第２オーバーハング部と重なるように配置され、静圧が周方向に略一定になる位置まで延設され、更に、第２オーバーハング部に対して、所定段差を持って配置される。 An axial turbine according to a thirteenth invention for solving the above-described problems is
In any one of the first, second, fifth, sixth and seventh inventions,
The first overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side of the axial turbine with respect to the second overhang portion.
In other words, the first overhang portion is disposed so as to overlap the second overhang portion, extends to a position where the static pressure is substantially constant in the circumferential direction, and further, has a predetermined step with respect to the second overhang portion. Is arranged.

上記課題を解決する第１４の発明に係る軸流タービンは、
上記第２、第６、第７、第８のいずれかの発明において、
前記第３オーバーハング部は、前記第４オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする。
つまり、第３オーバーハング部は、第４オーバーハング部と重なるように配置され、静圧が周方向に略一定になる位置まで延設され、更に、第４オーバーハング部に対して、所定段差を持って配置される。 An axial turbine according to a fourteenth aspect of the invention for solving the above-described problem is
In any of the second, sixth, seventh and eighth inventions,
The third overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side of the axial turbine with respect to the fourth overhang portion.
That is, the third overhang portion is disposed so as to overlap the fourth overhang portion, extends to a position where the static pressure is substantially constant in the circumferential direction, and further, has a predetermined step with respect to the fourth overhang portion. Is arranged.

上記課題を解決する第１５の発明に係る軸流タービンは、
上記第１１〜第１３のいずれかの発明において、
前記動翼の翼の高さをＨ１とし、前記第２オーバーハング部に対する前記第１オーバーハング部の段差をＨ２とすると、
前記第１オーバーハング部は、Ｈ２／Ｈ１＜０．０５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a fifteenth aspect of the present invention for solving the above problem is
In any one of the above 11th to 13th inventions,
When the height of the blade of the moving blade is H1, and the step of the first overhang portion with respect to the second overhang portion is H2,
The first overhang portion is arranged so that a relationship of H2 / H1 <0.05 is established.

上記課題を解決する第１６の発明に係る軸流タービンは、
上記第１２〜第１４のいずれかの発明において、
前記静翼の翼の高さをＨ３とし、前記第４オーバーハング部に対する前記第３オーバーハング部の段差をＨ４とすると、
前記第３オーバーハング部は、Ｈ４／Ｈ３＜０．０５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a sixteenth aspect of the present invention for solving the above problems is
In any one of the twelfth to fourteenth inventions,
When the height of the vane of the stationary blade is H3, and the step of the third overhang portion with respect to the fourth overhang portion is H4,
The third overhang portion is arranged so that a relationship of H4 / H3 <0.05 is satisfied.

上記課題を解決する第１７の発明に係る軸流タービンは、
複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側に、キャビティ側から該軸流タービンの主流側に傾斜する第１傾斜部を設けたことを特徴とする。 An axial turbine according to a seventeenth invention for solving the above-described problems is
An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
A first inclined portion that is inclined from the cavity side to the main flow side of the axial turbine is provided on the downstream side of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row.

上記課題を解決する第１８の発明に係る軸流タービンは、
上記第１７の発明において、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側に、キャビティ側から該軸流タービンの主流側に傾斜する第２傾斜部を設けたことを特徴とする。 An axial turbine according to an eighteenth aspect of the invention for solving the above-described problem is
In the seventeenth aspect of the invention,
A second inclined portion that is inclined from the cavity side to the main flow side of the axial turbine is provided on the downstream side of the blade tip shroud of the moving blade row.

上記課題を解決する第１９の発明に係る軸流タービンは、
上記第１７又は第１８の発明において、
前記第１傾斜部における軸方向の長さをＬ５とし、軸方向に垂直な方向の高さをＨ５とすると、
前記第１傾斜部は、Ｈ５／Ｌ５＜１．０の関係が成り立つように、形成されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a nineteenth aspect of the present invention for solving the above problem is
In the seventeenth or eighteenth invention,
When the length in the axial direction of the first inclined portion is L5 and the height in the direction perpendicular to the axial direction is H5,
The first inclined portion is formed so as to satisfy a relationship of H5 / L5 <1.0.

上記課題を解決する第２０の発明に係る軸流タービンは、
上記第１８又は第１９の発明において、
前記第２傾斜部における軸方向の長さをＬ６とし、軸方向に垂直な方向の高さをＨ６とすると、
前記第２傾斜部は、Ｈ６／Ｌ６＜１．０の関係が成り立つように、形成されたことを特徴とする。 An axial turbine according to a twentieth invention for solving the above-described problems is
In the eighteenth or nineteenth invention,
When the length in the axial direction of the second inclined portion is L6 and the height in the direction perpendicular to the axial direction is H6,
The second inclined portion is formed so as to satisfy a relationship of H6 / L6 <1.0.

第１〜第４の発明によれば、静翼列と動翼列のキャビティ部分に、互いに重なり合うオーバーハング部を静翼列、動翼列に設けたので、主流への漏れ流れ量が低減して、キャビティからの漏れ流れと主流との干渉に起因する損失を低減することができ、タービン効率を向上させることができる。   According to the first to fourth inventions, since the overhang portions overlapping each other are provided in the stationary blade row and the moving blade row in the cavity portions of the stationary blade row and the moving blade row, the amount of leakage flow into the main stream is reduced. Thus, loss due to interference between the leakage flow from the cavity and the main flow can be reduced, and the turbine efficiency can be improved.

第５〜第１０の発明によれば、静翼列、動翼列下流に形成する静圧が周方向に略一定になる位置まで、静翼列、動翼列の下流側にオーバーハング部を延設したので、主流への漏れ流れが周方向に一様となるため、キャビティからの漏れ流れと主流との干渉に起因する損失を低減することができ、タービン効率を向上させることができる。   According to the fifth to tenth inventions, the overhang portion is provided on the downstream side of the stationary blade row and the moving blade row until the static pressure formed downstream of the stationary blade row and the moving blade row becomes substantially constant in the circumferential direction. Since it is extended, the leakage flow into the main flow is uniform in the circumferential direction, so that loss due to interference between the leakage flow from the cavity and the main flow can be reduced, and the turbine efficiency can be improved.

第１１〜第１６の発明によれば、下流側のオーバーハング部に対して、上流側のオーバーハング部を主流側に所定段差を持って配置したので、主流に対する漏れ流れの流入角度が０°となり、キャビティからの漏れ流れと主流との干渉に起因する損失を低減することができ、タービン効率を向上させることができる。   According to the 11th to 16th inventions, the upstream overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side with respect to the downstream overhang portion, so that the inflow angle of the leakage flow with respect to the main flow is 0 °. Thus, the loss due to the interference between the leakage flow from the cavity and the main flow can be reduced, and the turbine efficiency can be improved.

第１７〜第２０の発明によれば、静翼列、動翼列の下流側に、キャビティ側から主流側に傾斜する傾斜部を設けたので、主流に対する漏れ流れの流入角度を小さくして、キャビティからの漏れ流れと主流との干渉に起因する損失を低減することができ、タービン効率を向上させることができる。   According to the seventeenth to twentieth inventions, since the inclined portion inclined from the cavity side to the mainstream side is provided on the downstream side of the stationary blade row and the moving blade row, the inflow angle of the leakage flow with respect to the mainstream is reduced, Loss caused by interference between the leakage flow from the cavity and the main flow can be reduced, and the turbine efficiency can be improved.

本発明は、主流と漏れ流れの干渉による損失を低減するため、主流に対して、漏れ流れの流入量を小さくする、漏れ流れの周方向分布を一様化する、漏れ流れの流入角度を小さくするという３つの観点に基づいて、軸流タービンを構成したものである。そこで、本発明に係る軸流タービンの実施形態例を、図１〜図６を参照して説明する。   In order to reduce loss due to interference between the main flow and the leak flow, the present invention reduces the inflow amount of the leak flow with respect to the main flow, uniforms the circumferential distribution of the leak flow, and reduces the inflow angle of the leak flow. The axial flow turbine is configured based on the three viewpoints. An embodiment of an axial turbine according to the present invention will be described with reference to FIGS.

図１は、本発明に係る軸流タービンの実施形態の一例を示す軸方向断面の概略図である。   FIG. 1 is a schematic view of an axial section showing an example of an embodiment of an axial turbine according to the present invention.

図１に示すように、本実施例における軸流タービン１は、ケーシング２に設けられた静翼プラットホーム３ａと内周側の静翼ハブシュラウド３ｂとの間に支持された複数の静翼４から構成される静翼列５と、中心軸Ｏを回転中心として回転するロータ６に設けられた動翼プラットホーム７ａと外周側の動翼チップシュラウド７ｂとの間に支持された複数の動翼８から構成される動翼列９とを有しており、複数の静翼列５及び複数の動翼列９が軸方向に交互に多段に配置されたものである。ガスタービンや蒸気タービン等のように、軸流タービンが高温に晒される場合、タービン主軸（図示せず）やロータ等の熱伸びを吸収する必要があり、そのため、静翼列５と動翼列９との間には空間が設けられ、キャビティ１４、１５が形成されている。   As shown in FIG. 1, the axial turbine 1 in this embodiment includes a plurality of stationary blades 4 supported between a stationary blade platform 3 a provided in a casing 2 and a stationary blade hub shroud 3 b on the inner peripheral side. From the plurality of blades 8 supported between the stationary blade row 5 configured and the blade platform 7a provided on the rotor 6 rotating around the central axis O and the blade tip shroud 7b on the outer peripheral side. The plurality of stationary blade rows 5 and the plurality of moving blade rows 9 are alternately arranged in multiple stages in the axial direction. When an axial turbine such as a gas turbine or a steam turbine is exposed to a high temperature, it is necessary to absorb the thermal elongation of a turbine main shaft (not shown), a rotor, and the like. 9 is provided with a space, and cavities 14 and 15 are formed.

本実施例においては、漏れ流れの量を小さくするべく、静翼ハブシュラウド３ｂと動翼プラットホーム７ａに、図１に示すようなオーバーハング部１０（第１オーバーハング部）、オーバーハング部１１（第２オーバーハング部）を、静翼列５、動翼列９の周方向に設け、オーバーハング部１０、１１が互いに軸方向の長さＬ１だけ、接触することなく重なり合うように配置している。オーバーハング部１０、オーバーハング部１１の重なり合う長さＬ１は、キャビティ１４の間隔をＧ１とすると、０．０＜Ｌ１／Ｇ１＜０．５とすることが望ましい。従って、最適なオーバーラップ長さＬ１とすることにより、図７に示した漏れ流れＢの量を低減して、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   In the present embodiment, in order to reduce the amount of leakage flow, the stationary blade hub shroud 3b and the moving blade platform 7a are provided with an overhang portion 10 (first overhang portion), an overhang portion 11 ( The second overhang portion) is provided in the circumferential direction of the stationary blade row 5 and the moving blade row 9, and the overhang portions 10 and 11 are arranged so as to overlap each other by a length L1 in the axial direction without contacting each other. . The overlapping length L1 of the overhang portion 10 and the overhang portion 11 is preferably 0.0 <L1 / G1 <0.5, where G1 is the interval between the cavities 14. Therefore, by setting the optimum overlap length L1, the amount of the leakage flow B shown in FIG. 7 can be reduced, and the mixing loss for the main flow A can be reduced.

又、本実施例では、動翼チップシュラウド７ｂと静翼プラットホーム３ａにおいても、漏れ流れの量を小さくするべく、図１に示すようなオーバーハング部１２（第３オーバーハング部）、オーバーハング部１３（第４オーバーハング部）を設け、オーバーハング部１２、１３が互いに軸方向に長さＬ２だけ、接触することなく重なり合うように配置している。オーバーハング部１２、１３の重なり合う長さＬ２は、キャビティ１５の間隔をＧ２とすると、０．０＜Ｌ２／Ｇ２＜０．５とすることが望ましい。従って、最適なオーバーラップ長さＬ２とすることにより、漏れ流れＣの量を低減して、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   In the present embodiment, also in the blade tip shroud 7b and the stationary blade platform 3a, an overhang portion 12 (third overhang portion), an overhang portion as shown in FIG. 13 (fourth overhang portion) is provided, and the overhang portions 12 and 13 are arranged so as to overlap each other by a length L2 in the axial direction without contacting each other. The overlapping length L2 of the overhang portions 12 and 13 is desirably 0.0 <L2 / G2 <0.5, where the gap 15 between the cavities 15 is G2. Therefore, by setting the optimum overlap length L2, the amount of the leakage flow C can be reduced and the mixing loss with respect to the main flow A can be reduced.

図２は、本発明に係る軸流タービンの実施形態の他の一例を示す軸方向断面の概略図である。
なお、本実施例を含めた下記の実施例においては、実施例１に示した構成と同等のものには同じ符号を付し、重複する説明は省略する。 FIG. 2 is a schematic cross-sectional view in the axial direction showing another example of the embodiment of the axial turbine according to the present invention.
In the following embodiments including the present embodiment, the same components as those shown in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.

本実施例は、静翼ハブシュラウド３ｂと動翼プラットホーム７ａにおいて、オーバーハング部１０、１１を設け、又、動翼チップシュラウド７ｂと静翼プラットホーム３ａにおいても、オーバーハング部１２、１３を設けており、この点では、実施例１と同様である。しかしながら、本実施例においては、オーバーハング部１０、１２の長さに着目し、静翼４、動翼８下流に生成される静圧が周方向に略一定になる位置（静圧ポテンシャルが無くなる位置）まで、オーバーハング部１０、１２の長さを長く設定し、漏れ流れの周方向分布が一様となるようにしたものである。   In the present embodiment, overhang portions 10 and 11 are provided in the stationary blade hub shroud 3b and the moving blade platform 7a, and overhang portions 12 and 13 are also provided in the moving blade tip shroud 7b and the stationary blade platform 3a. This is the same as the first embodiment. However, in this embodiment, paying attention to the length of the overhang portions 10 and 12, a position where the static pressure generated downstream of the stationary blade 4 and the moving blade 8 becomes substantially constant in the circumferential direction (the static pressure potential disappears). The length of the overhang portions 10 and 12 is set long until the position), and the circumferential distribution of the leakage flow is made uniform.

具体的には、静翼ハブシュラウド３ｂのオーバーハング部１０においては、静翼４のコード長をＣ１とする場合、静翼４の後縁からオーバーハング部１０の先端までの長さＬ３を、Ｌ３／Ｃ１＞０．２５とすることで、静翼４により生成されるポテンシャルが無くなる位置の長さとし、漏れ流れＢの周方向の不均一流出を低減し、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   Specifically, in the overhang portion 10 of the stationary blade hub shroud 3b, when the cord length of the stationary blade 4 is C1, the length L3 from the trailing edge of the stationary blade 4 to the tip of the overhang portion 10 is By setting L3 / C1> 0.25, the length of the position where the potential generated by the stationary blade 4 disappears is reduced, the uneven flow of the leakage flow B in the circumferential direction is reduced, and the mixing loss with respect to the main flow A is reduced. Can do.

又、同様に、動翼チップシュラウド７ｂのオーバーハング部１２においても、動翼４のコード長をＣ２とする場合、動翼８の後縁からオーバーハング部１２の先端までの長さを、Ｌ４／Ｃ２＞０．２５とすることで、動翼８により生成されるポテンシャルが無くなる位置の長さとし、漏れ流れＣの周方向の不均一流出を低減し、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   Similarly, in the overhang portion 12 of the blade tip shroud 7b, when the cord length of the blade 4 is C2, the length from the trailing edge of the blade 8 to the tip of the overhang portion 12 is set to L4. By setting /C2>0.25, the length of the position where the potential generated by the moving blade 8 disappears can be reduced, the uneven outflow of the leakage flow C in the circumferential direction can be reduced, and the mixing loss with respect to the main flow A can be reduced. it can.

上述したオーバーハング部１０、１２の長さＬ３、Ｌ４の設定条件は、翼間の静圧の変化から求めることができる。そこで、図３に、軸流タービンにおける翼間の静圧分布を示し、図４に、周方向位置及び流れ方向位置における静圧の変化を示し、これらの図を用いて説明を行う。   The setting conditions of the lengths L3 and L4 of the overhang portions 10 and 12 described above can be obtained from a change in static pressure between the blades. FIG. 3 shows the static pressure distribution between the blades in the axial turbine, FIG. 4 shows the change in the static pressure at the circumferential position and the flow direction position, and these figures are used for explanation.

図３は、図２を参照すると、図２のＳ−Ｓ線断面部分の静圧分布を示したものである。なお、動翼８はＲ方向に回転している。
図３に示すように、例えば、静翼４の翼前縁では、流入流れの衝突により流れの淀み点ができ、この部分の静圧が局所的に上昇し、主流は、流れの動圧分だけ、淀み点より静圧が低くなる。従って、翼前縁付近では、周方向に静圧の高い部分と低い部分が形成され、周方向に変化幅の大きい静圧分布が形成される。同様に、静翼４の後縁付近についても、周方向に静圧の高い部分と低い部分が形成され、周方向に変化幅の大きい静圧分布が形成される。キャビティ１４、１５の近辺には、この不均一な静圧分布が存在するため、キャビティからの漏れ流れ量も、周方向に非一様な分布となってしまう。 FIG. 3 shows a static pressure distribution of the cross-section portion of FIG. The moving blade 8 rotates in the R direction.
As shown in FIG. 3, for example, at the leading edge of the stationary blade 4, a stagnation point of the flow is generated due to the collision of the inflowing flow, the static pressure of this portion rises locally, Only the static pressure is lower than the stagnation point. Accordingly, in the vicinity of the leading edge of the blade, a portion having a high static pressure and a portion having a low static pressure are formed in the circumferential direction, and a static pressure distribution having a large variation width is formed in the circumferential direction. Similarly, also in the vicinity of the trailing edge of the stationary blade 4, a portion having a high static pressure and a portion having a low static pressure are formed in the circumferential direction, and a static pressure distribution having a large variation width is formed in the circumferential direction. Since this non-uniform static pressure distribution exists in the vicinity of the cavities 14 and 15, the amount of leakage flow from the cavities also becomes non-uniform in the circumferential direction.

そこで、静翼４の後縁付近において、静翼４の後縁から流れ方向に任意の距離離れた位置における周方向の無次元静圧（静翼出口平均静圧で無次元化）の変化を、図４（ａ）のグラフに示してみた。図４（ａ）に示すように、静翼４のコード長（軸方向長さ）をＣ１とすると、静翼４の後縁、つまり、Ｘ＝０．００Ｃ１においては、周方向に平均静圧の約５％の静圧変化幅がある。そして、静翼４の後縁から流れ方向遠方に離れるに従い（図４（ａ）中、Ｘ＝０．０６Ｃ１〜Ｘ＝０．２５Ｃ１のプロットを参照）、静圧変化幅が小さくなり、Ｘ＝０．２５Ｃ１においては、静圧変化幅が極めて小さくなっている。そして、静翼４の後縁からの流れ方向位置Ｘ／Ｃを横軸に、各流れ方向位置における周方向の静圧変化幅を縦軸に取ってプロットしたものが図４（ｂ）である。このグラフからも明らかなように、Ｘ＝０．２５Ｃ１においては、静圧変化幅が極めて小さくなっており、静翼４の後縁から少なくともＸ＝０．２５Ｃ１以上の位置においては、周方向の静圧変化幅が小さく、略均一な周方向の静圧分布が得られ、静翼４により生成されるポテンシャルが無くなる位置であることが分かる。   Therefore, in the vicinity of the trailing edge of the stationary blade 4, the change in the circumferential dimensionless static pressure (made dimensionless by the stationary blade outlet average static pressure) at a position away from the trailing edge of the stationary blade 4 in the flow direction by an arbitrary distance. This is shown in the graph of FIG. As shown in FIG. 4A, when the code length (axial direction length) of the stationary blade 4 is C1, at the trailing edge of the stationary blade 4, that is, X = 0.00C1, the average static pressure in the circumferential direction. There is a static pressure change width of about 5%. As the distance from the rear edge of the stationary blade 4 increases in the flow direction (see the plot of X = 0.06C1 to X = 0.25C1 in FIG. 4A), the static pressure change width decreases, and X = In 0.25C1, the static pressure change width is extremely small. FIG. 4B is a plot in which the flow direction position X / C from the trailing edge of the stationary blade 4 is plotted on the horizontal axis and the circumferential static pressure change width at each flow direction position is plotted on the vertical axis. . As is apparent from this graph, the static pressure change width is extremely small at X = 0.25C1, and at least at the position of X = 0.25C1 or more from the trailing edge of the stationary blade 4, the circumferential direction is increased. It can be seen that the static pressure variation width is small, a substantially uniform circumferential static pressure distribution is obtained, and the potential generated by the stationary blade 4 is eliminated.

つまり、静翼４の後縁から少なくともＸ＝０．２５Ｃ１まで、静翼ハブシュラウド３ｂのオーバーハング部１０を延設すれば、漏れ流れＢの周方向の不均一流出を低減して、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。これは、動翼８についても同様であり、動翼８のコード長をＣ２とすると、動翼８の後縁から少なくともＸ＝０．２５Ｃ２まで、動翼ハブシュラウド７ｂのオーバーハング部１２を延設すれば、漏れ流れＣの周方向の不均一流出を低減して、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   That is, if the overhang portion 10 of the stationary blade hub shroud 3b is extended from the rear edge of the stationary blade 4 to at least X = 0.25C1, the circumferential outflow of the leakage flow B is reduced, and the mainstream A The mixing loss with respect to can be reduced. The same applies to the moving blade 8. If the cord length of the moving blade 8 is C2, the overhang portion 12 of the moving blade hub shroud 7b is extended from the trailing edge of the moving blade 8 to at least X = 0.25C2. If provided, the uneven outflow of the leakage flow C in the circumferential direction can be reduced, and the mixing loss with respect to the main flow A can be reduced.

ここで、図４（ａ）のグラフにおいて、無次元静圧とは、翼出口での周方向平均静圧に対する局所静圧の比、つまり、（無次元静圧）＝（局所静圧）／（翼出口での周方向平均静圧）であり、図４（ｂ）おいては、図４（ａ）における周方向の無次元静圧の比の変動幅を流れ方向にプロットしている。   Here, in the graph of FIG. 4A, the non-dimensional static pressure is the ratio of the local static pressure to the circumferential average static pressure at the blade outlet, that is, (non-dimensional static pressure) = (local static pressure) / In FIG. 4 (b), the fluctuation range of the ratio of the dimensionless static pressure in the circumferential direction in FIG. 4 (a) is plotted in the flow direction.

なお、本実施例においては、実施例１におけるオーバーハング部１０〜１３の構成条件も満たすように構成することができ、この場合、例えば、オーバーハング部１０は、オーバーハング部１１と重なるように配置されると共に、静圧が周方向に略一定になる位置まで延設されることとなる。   In addition, in a present Example, it can comprise so that the structural conditions of the overhang parts 10-13 in Example 1 may also be satisfy | filled. In this case, for example, the overhang part 10 overlaps with the overhang part 11. In addition to being disposed, it is extended to a position where the static pressure becomes substantially constant in the circumferential direction.

図５は、本発明に係る軸流タービンの実施形態の他の一例を示す軸方向断面の概略図である。   FIG. 5 is a schematic view of an axial cross section showing another example of the embodiment of the axial turbine according to the present invention.

本実施例も、静翼ハブシュラウド２１ｂと動翼プラットホーム２３ａにおいて、オーバーハング部２５（第１オーバーハング部）、オーバーハング部２６（第２オーバーハング部）を設け、又、動翼チップシュラウド２３ｂと静翼プラットホーム２１ａにおいても、オーバーハング部２７（第３オーバーハング部）、オーバーハング部２８（第４オーバーハング部）を設けており、この点では、実施例１と同様である。しかしながら、本実施例においては、オーバーハング部２５、２６間の高さ、オーバーハング部２７、２８間の高さに着目し、主流Ａに対して、漏れ流れＢ、Ｃのミキシング角度θ＝０にするような高さに設定し、漏れ流れの角度を極めて小さくしたものである。   Also in this embodiment, the stationary blade hub shroud 21b and the moving blade platform 23a are provided with an overhang portion 25 (first overhang portion) and an overhang portion 26 (second overhang portion), and the blade tip shroud 23b. The stationary blade platform 21a is also provided with an overhang portion 27 (third overhang portion) and an overhang portion 28 (fourth overhang portion), and this is the same as in the first embodiment. However, in the present embodiment, focusing on the height between the overhang portions 25 and 26 and the height between the overhang portions 27 and 28, the mixing angle θ = 0 of the leakage flows B and C with respect to the main flow A = 0. The height of the leakage flow is set to a very small angle.

具体的には、動翼プラットホーム２３ａの高さ位置に対して、静翼ハブシュラウド２１ｂのオーバーハング部２５の高さを高さＨ２だけ段差を付けて設けており、動翼８の翼の高さをＨ１とする場合、静翼ハブシュラウド２１ｂのオーバーハング部２５の高さＨ２を、Ｈ２／Ｈ１＜０．０５とするように構成している。上記構成により、漏れ流れＢのミキシング角度θ＝０として、下流側の動翼８に流入させることができ、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   Specifically, the height of the overhanging portion 25 of the stationary blade hub shroud 21b is provided with a height difference H2 with respect to the height position of the moving blade platform 23a. When the height is H1, the height H2 of the overhang portion 25 of the stationary blade hub shroud 21b is configured to satisfy H2 / H1 <0.05. With the above-described configuration, the mixing angle θ of the leakage flow B can be set to 0 and can be caused to flow into the moving blade 8 on the downstream side, and the mixing loss with respect to the main flow A can be reduced.

又、同様に、動翼チップシュラウド２３ｂのオーバーハング部２７においても、静翼プラットホーム２１ａの高さ位置に対して、動翼チップシュラウド２３ｂのオーバーハング部２７の高さを高さＨ４だけ段差を付けて設け、静翼４の翼の高さをＨ３とする場合、動翼チップシュラウド２３ｂのオーバーハング部２７の高さＨ４を、Ｈ４／Ｈ３＜０．０５としている。上記構成により、漏れ流れＣのミキシング角度θ＝０として、下流側の静翼４に流入させることができ、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。   Similarly, in the overhang portion 27 of the moving blade tip shroud 23b, the height of the overhang portion 27 of the moving blade tip shroud 23b is increased by a height H4 with respect to the height position of the stationary blade platform 21a. When the height of the vane of the stationary blade 4 is set to H3, the height H4 of the overhang portion 27 of the moving blade tip shroud 23b is set to H4 / H3 <0.05. With the above configuration, the mixing angle θ of the leakage flow C can be set to 0, and the leakage can be caused to flow into the stationary vane 4 on the downstream side, and mixing loss with respect to the main flow A can be reduced.

なお、本実施例においても、実施例１、２におけるオーバーハング部１０〜１３の構成条件も満たすように構成することができ、例えば、オーバーハング部１０は、オーバーハング部１１と重なるように配置され、静圧が周方向に略一定になる位置まで延設され、更に、オーバーハング１１部に対して、所定段差を持って配置されることとなる。   In this embodiment, the overhang portions 10 to 13 in Embodiments 1 and 2 can also be configured so as to satisfy the conditions. For example, the overhang portion 10 is arranged to overlap the overhang portion 11. Then, it extends to a position where the static pressure becomes substantially constant in the circumferential direction, and is further arranged with a predetermined step with respect to the overhang 11 part.

図６は、本発明に係る軸流タービンの実施形態の他の一例を示す軸方向断面の概略図である。   FIG. 6 is a schematic cross-sectional view in the axial direction showing another example of the embodiment of the axial turbine according to the present invention.

本実施例は、静翼ハブシュラウド３１ｂと動翼チップシュラウド３３ｂにおいて、傾斜部３２、３４を設けており、傾斜部３２、３４により、主流Ａに対する漏れ流れＢ、Ｃのミキシング角度が小さくなるように構成したものである。   In this embodiment, inclined portions 32 and 34 are provided in the stationary blade hub shroud 31b and the moving blade tip shroud 33b so that the mixing angles of the leakage flows B and C with respect to the main flow A are reduced by the inclined portions 32 and 34. It is configured.

具体的には、静翼ハブシュラウド３１ｂの下流側角部を切り欠いて傾斜部３２（第１傾斜部）を設けており、翼の高さ方向の傾斜部３２の高さをＨ５とし、翼の軸方向の傾斜部３２の長さをＬ５とすると、傾斜部３２の傾斜がＨ５／Ｌ５＜１．０となるように構成している。上記構成により、主流Ａに対する漏れ流れＢのミキシング角度を小さくし、漏れ流れＢの半径方向成分の速度を極力小さくして、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。なお、傾斜部３２の傾斜は、漏れ流れＢのミキシング角度をできるだけ小さくすることが望ましい。   Specifically, the inclined portion 32 (first inclined portion) is provided by notching the downstream corner of the stationary blade hub shroud 31b, and the height of the inclined portion 32 in the blade height direction is set to H5. Assuming that the length of the inclined portion 32 in the axial direction is L5, the inclination of the inclined portion 32 is configured to satisfy H5 / L5 <1.0. With the above configuration, the mixing angle of the leakage flow B with respect to the main flow A can be reduced, the velocity of the radial component of the leakage flow B can be reduced as much as possible, and the mixing loss with respect to the main flow A can be reduced. In addition, as for the inclination of the inclination part 32, it is desirable to make the mixing angle of the leakage flow B as small as possible.

又、同様に、動翼チップシュラウド３３ｂにおいても、動翼チップシュラウド３３ｂの下流側角部を切り欠いて傾斜部３４（第２傾斜部）を設けており、翼の高さ方向の傾斜部３４の高さをＨ６とし、翼の軸方向の傾斜部３４の長さをＬ６とすると、傾斜部３４の傾斜がＨ６／Ｌ６＜１．０以下となるように構成している。上記構成により、主流Ａに対する漏れ流れＣのミキシング角度を小さくし、漏れ流れＣの半径方向成分の速度を極力小さくして、主流Ａに対するミキシング損失を低減することができる。なお、傾斜部３４の傾斜も、漏れ流れＣのミキシング角度をできるだけ小さくすることが望ましい。   Similarly, the blade tip shroud 33b is also provided with an inclined portion 34 (second inclined portion) by notching a downstream corner portion of the blade tip shroud 33b, and an inclined portion 34 in the blade height direction. If the height of the inclined portion 34 in the axial direction of the blade is L6, the inclination of the inclined portion 34 is configured to be H6 / L6 <1.0 or less. With the above configuration, the mixing angle of the leakage flow C with respect to the main flow A can be reduced, the velocity of the radial component of the leakage flow C can be reduced as much as possible, and the mixing loss with respect to the main flow A can be reduced. In addition, it is desirable for the inclination of the inclined portion 34 to make the mixing angle of the leakage flow C as small as possible.

本発明は、軸流タービンが用いられるガスタービン、蒸気タービン等に適用可能である。   The present invention is applicable to a gas turbine, a steam turbine, or the like in which an axial flow turbine is used.

本発明に係る軸流タービンの実施形態の一例（実施例１）を示す概略図である。It is the schematic which shows an example (Example 1) of embodiment of the axial flow turbine which concerns on this invention. 本発明に係る軸流タービンの実施形態の他の一例（実施例２）を示す概略図である。It is the schematic which shows another example (Example 2) of embodiment of the axial flow turbine which concerns on this invention. 軸流タービンにおける翼間の静圧分布を示す図である。It is a figure which shows the static pressure distribution between the blades in an axial flow turbine. 軸流タービンにおける翼間の無次元静圧の変化を示すものであり、（ａ）は、任意の流れ方向位置における周方向の無次元静圧の変化を示すグラフであり、（ｂ）は、周方向における無次元圧力変化量を、流れ方向位置に対してプロットしたグラフである。FIG. 7 shows a change in dimensionless static pressure between blades in an axial flow turbine, (a) is a graph showing a change in dimensionless static pressure in the circumferential direction at an arbitrary flow direction position, and (b) It is the graph which plotted the dimensionless pressure change amount in the circumferential direction with respect to the flow direction position. 本発明に係る軸流タービンの実施形態の他の一例（実施例３）を示す概略図である。It is the schematic which shows another example (Example 3) of embodiment of the axial turbine which concerns on this invention. 本発明に係る軸流タービンの実施形態の他の一例（実施例４）を示す概略図である。It is the schematic which shows another example (Example 4) of embodiment of the axial flow turbine which concerns on this invention. 従来の軸流タービンにおける問題点を説明する図である。It is a figure explaining the problem in the conventional axial flow turbine.

符号の説明Explanation of symbols

１、２０、３０ 軸流タービン
２ ケーシング
３a、２１ａ、３１ａ 静翼プラットホーム
３ｂ、２１ｂ、３１ｂ 静翼ハブシュラウド
４ 静翼
５ 静翼列
６ ロータ
７ａ、２３ａ、３３ａ 動翼プラットホーム
７ｂ、２３ｂ、３３ｂ 動翼チップシュラウド
８ 動翼
９ 動翼列
１０、１１、１２、１３ オーバーハング部
１４、１５ キャビティ
２５、２６、２７、２８ オーバーハング部
３２、３４ 傾斜部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1, 20, 30 Axial flow turbine 2 Casing 3a, 21a, 31a Stator blade platform 3b, 21b, 31b Stator blade hub shroud 4 Stator blade 5 Stator blade row 6 Rotor 7a, 23a, 33a Moving blade platform 7b, 23b, 33b Blade tip shroud 8 Moving blade 9 Moving blade row 10, 11, 12, 13 Overhang portion 14, 15 Cavity 25, 26, 27, 28 Overhang portion 32, 34 Inclined portion

Claims (20)

複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第１オーバーハング部を設けるともに、前記静翼ハブシュラウドに対向する前記動翼列の動翼プラットホームの上流側側面に、前記第１オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第２オーバーハング部を設け、
前記第１オーバーハング部は、前記第２オーバーハング部に対して、軸方向に所定長さ重なるように延設されたことを特徴とする軸流タービン。 An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
On the downstream side surface of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row, a first overhang portion is provided along the axial direction, and on the upstream side surface of the moving blade platform of the moving blade row facing the stationary blade hub shroud. Providing a second overhang portion facing the cavity-side surface of the first overhang portion,
The axial turbine according to claim 1, wherein the first overhang portion extends so as to overlap a predetermined length in the axial direction with respect to the second overhang portion. 請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第３オーバーハング部を設けるともに、前記動翼チップシュラウドに対向する前記静翼列の静翼プラットホームの上流側側面に、前記第３オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第４オーバーハング部を設け、
前記第３オーバーハング部は、前記第４オーバーハング部に対して、軸方向に所定長さ重なるように延設されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to claim 1,
A third overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the rotor blade tip shroud of the rotor blade row, and on the upstream side surface of the stator blade platform of the stator blade row facing the rotor blade tip shroud. Providing a fourth overhang portion facing the cavity side surface of the third overhang portion,
The axial-flow turbine, wherein the third overhang portion extends so as to overlap a predetermined length in the axial direction with respect to the fourth overhang portion. 請求項１又は請求項２に記載の軸流タービンにおいて、
前記静翼ハブシュラウドの下流側のキャビティの軸方向の長さをＧ１とし、前記第１オーバーハング部と前記第２オーバーハング部とが重なる長さをＬ１とすると、
前記第１オーバーハング部と前記第２オーバーハング部は、０＜Ｌ１／Ｇ１＜０．５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial flow turbine according to claim 1 or 2,
When the length in the axial direction of the cavity on the downstream side of the stationary blade hub shroud is G1, and the length in which the first overhang portion and the second overhang portion overlap is L1,
The axial-flow turbine, wherein the first overhang portion and the second overhang portion are arranged so that a relationship of 0 <L1 / G1 <0.5 is satisfied. 請求項２又は請求項３に記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼チップシュラウドの下流側のキャビティの軸方向の長さをＧ２とし、前記第３オーバーハング部と前記第４オーバーハング部とが重なる長さをＬ２とすると、
前記第３オーバーハング部と前記第４オーバーハング部は、０＜Ｌ２／Ｇ３＜０．５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする軸流タービン。 In the axial turbine according to claim 2 or 3,
When the length in the axial direction of the cavity on the downstream side of the blade tip shroud is G2, and the length in which the third overhang portion and the fourth overhang portion overlap is L2,
The axial-flow turbine, wherein the third overhang portion and the fourth overhang portion are arranged so that a relationship of 0 <L2 / G3 <0.5 is satisfied. 複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第１オーバーハング部を設け、
前記第１オーバーハング部は、前記静翼列下流に生成される静圧が前記静翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする軸流タービン。 An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
A first overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row,
The axial flow turbine, wherein the first overhang portion is extended to a position where a static pressure generated downstream of the stationary blade row is substantially constant in a circumferential direction of the stationary blade row. 請求項５に記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第３オーバーハング部を設け、
前記第３オーバーハング部は、前記動翼列下流に生成される静圧が前記動翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to claim 5, wherein
A third overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the blade tip shroud of the blade row,
The axial turbine according to claim 3, wherein the third overhang portion is extended to a position where a static pressure generated downstream of the moving blade row is substantially constant in a circumferential direction of the moving blade row. 請求項１又は請求項２に記載の軸流タービンにおいて、
前記第１オーバーハング部は、前記静翼列下流に生成される静圧が前記静翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial flow turbine according to claim 1 or 2,
The axial flow turbine, wherein the first overhang portion is extended to a position where a static pressure generated downstream of the stationary blade row is substantially constant in a circumferential direction of the stationary blade row. 請求項２に記載の軸流タービンにおいて、
前記第３オーバーハング部は、前記動翼列下流に生成される静圧が前記動翼列の周方向に略一定になる位置まで、延設されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to claim 2,
The axial turbine according to claim 3, wherein the third overhang portion is extended to a position where a static pressure generated downstream of the moving blade row is substantially constant in a circumferential direction of the moving blade row. 請求項５乃至請求項７のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、
前記静翼のコード長をＣ１とし、前記静翼の後縁から前記第１オーバーハング部の先端までの長さをＬ３とすると、
前記第１オーバーハング部は、Ｌ３／Ｃ１＞０．２５の関係が成り立つように、延設されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial flow turbine according to any one of claims 5 to 7,
If the cord length of the stationary blade is C1, and the length from the trailing edge of the stationary blade to the tip of the first overhang portion is L3,
The axial flow turbine is characterized in that the first overhang portion is extended so that a relationship of L3 / C1> 0.25 is established. 請求項６乃至請求項８のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼のコード長をＣ２とし、前記動翼の後縁から前記第３オーバーハング部の先端までの長さをＬ４とすると、
前記第３オーバーハング部又は前記第６オーバーハング部は、Ｌ４／Ｃ２＞０．２５の関係が成り立つように、延設されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial flow turbine according to any one of claims 6 to 8,
When the cord length of the moving blade is C2, and the length from the trailing edge of the moving blade to the tip of the third overhang portion is L4,
The third overhang portion or the sixth overhang portion is extended so that a relationship of L4 / C2> 0.25 is established. 複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第１オーバーハング部を設けるともに、前記静翼ハブシュラウドに対向する前記動翼列の動翼プラットホームの上流側側面に、前記第１オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第２オーバーハング部を設け、
前記第１オーバーハング部は、前記第２オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする軸流タービン。 An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
On the downstream side surface of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row, a first overhang portion is provided along the axial direction, and on the upstream side surface of the moving blade platform of the moving blade row facing the stationary blade hub shroud. Providing a second overhang portion facing the cavity side surface of the first overhang portion,
The axial flow turbine is characterized in that the first overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side of the axial flow turbine with respect to the second overhang portion. 請求項１１に記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側側面に、軸方向に沿って第３オーバーハング部を設けるともに、前記動翼チップシュラウドに対向する前記静翼列の静翼プラットホームの上流側側面に、前記第３オーバーハング部のキャビティ側の面に対向する第４オーバーハング部を設け、
前記第３オーバーハング部は、前記第４オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to claim 11,
A third overhang portion is provided along the axial direction on the downstream side surface of the rotor blade tip shroud of the rotor blade row, and on the upstream side surface of the stator blade platform of the stator blade row facing the rotor blade tip shroud. Providing a fourth overhang portion facing the cavity side surface of the third overhang portion,
The axial flow turbine is characterized in that the third overhang portion is disposed with a predetermined step on the main flow side of the axial flow turbine with respect to the fourth overhang portion. 請求項１、請求項２、請求項５、請求項６、請求項７のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、
前記第１オーバーハング部は、前記第２オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする軸流タービン。 In the axial turbine according to any one of claims 1, 2, 5, 6, and 7,
The axial flow turbine is characterized in that the first overhang portion is arranged with a predetermined step on the main flow side of the axial flow turbine with respect to the second overhang portion. 請求項２、請求項６、請求項７、請求項８のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、
前記第３オーバーハング部は、前記第４オーバーハング部に対して、該軸流タービンの主流側に所定段差を持って配置されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to any one of claims 2, 6, 7, and 8,
The axial flow turbine is characterized in that the third overhang portion is disposed with a predetermined step on the main flow side of the axial flow turbine with respect to the fourth overhang portion. 請求項１１乃至請求項１３のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼の翼の高さをＨ１とし、前記第２オーバーハング部に対する前記第１オーバーハング部の段差をＨ２とすると、
前記第１オーバーハング部は、Ｈ２／Ｈ１＜０．０５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial flow turbine according to any one of claims 11 to 13,
When the height of the blade of the moving blade is H1, and the step of the first overhang portion with respect to the second overhang portion is H2,
The axial flow turbine is characterized in that the first overhang portion is arranged so that a relationship of H2 / H1 <0.05 is established. 請求項１２乃至請求項１４のいずれかに記載の軸流タービンにおいて、
前記静翼の翼の高さをＨ３とし、前記第４オーバーハング部に対する前記第３オーバーハング部の段差をＨ４とすると、
前記第３オーバーハング部は、Ｈ４／Ｈ３＜０．０５の関係が成り立つように、配置されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to any one of claims 12 to 14,
When the height of the vane of the stationary blade is H3, and the step of the third overhang portion with respect to the fourth overhang portion is H4,
The axial turbine according to claim 3, wherein the third overhang portion is arranged so that a relationship of H4 / H3 <0.05 is established. 複数の静翼を有する静翼列と複数の動翼を有する動翼列が、軸方向に交互に多段に配置され、静翼列と動翼列との間にキャビティが形成された軸流タービンにおいて、
前記静翼列の静翼ハブシュラウドの下流側に、キャビティ側から該軸流タービンの主流側に傾斜する第１傾斜部を設けたことを特徴とする軸流タービン。 An axial turbine in which a stator blade row having a plurality of stator blades and a rotor blade row having a plurality of rotor blades are alternately arranged in multiple stages in the axial direction, and a cavity is formed between the stator blade row and the rotor blade row In
An axial flow turbine characterized in that a first inclined portion inclined from the cavity side to the main flow side of the axial turbine is provided on the downstream side of the stationary blade hub shroud of the stationary blade row. 請求項１７に記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼列の動翼チップシュラウドの下流側に、キャビティ側から該軸流タービンの主流側に傾斜する第２傾斜部を設けたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to claim 17,
An axial flow turbine characterized in that a second inclined portion inclined from the cavity side to the main flow side of the axial flow turbine is provided on the downstream side of the moving blade tip shroud of the moving blade row. 請求項１７又は請求項１８に記載の軸流タービンにおいて、
前記第１傾斜部における軸方向の長さをＬ５とし、軸方向に垂直な方向の高さをＨ５とすると、
前記第１傾斜部は、Ｈ５／Ｌ５＜１．０の関係が成り立つように、形成されたことを特徴とする軸流タービン。 The axial turbine according to claim 17 or 18,
When the length in the axial direction of the first inclined portion is L5 and the height in the direction perpendicular to the axial direction is H5,
The axial flow turbine is characterized in that the first inclined portion is formed so that a relationship of H5 / L5 <1.0 is satisfied. 請求項１８又は請求項１９に記載の軸流タービンにおいて、
前記第２傾斜部における軸方向の長さをＬ６とし、軸方向に垂直な方向の高さをＨ６とすると、
前記第２傾斜部は、Ｈ６／Ｌ６＜１．０の関係が成り立つように、形成されたことを特徴とする軸流タービン。 An axial turbine according to claim 18 or claim 19,
When the length in the axial direction of the second inclined portion is L6 and the height in the direction perpendicular to the axial direction is H6,
The axial flow turbine is characterized in that the second inclined portion is formed so that a relationship of H6 / L6 <1.0 is established.
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Cited By (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007321721A (en) * 2006-06-05 2007-12-13 Toshiba Corp Axial flow turbine stage and axial flow turbine
JP2009243287A (en) * 2008-03-28 2009-10-22 Toshiba Corp Axial flow turbine
CN101825001A (en) * 2009-03-03 2010-09-08 株式会社日立制作所 Axial flow turbine
JP2011106474A (en) * 2011-03-04 2011-06-02 Toshiba Corp Axial flow turbine stage and axial flow turbine
WO2011148899A1 (en) 2010-05-26 2011-12-01 三菱重工業株式会社 Seal structure, turbine machine equipped with same, and power plant equipped with said turbine machine
WO2012036068A1 (en) * 2010-09-17 2012-03-22 三菱重工業株式会社 Turbine
EP2003292A3 (en) * 2007-06-14 2012-04-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Blade shroud with overhang
CN103477032A (en) * 2011-03-30 2013-12-25 三菱重工业株式会社 Gas turbine
CN103696981A (en) * 2013-12-25 2014-04-02 绍兴协亨机械设备有限公司 Spray pump device of automobile
CN103775138A (en) * 2012-10-25 2014-05-07 株式会社日立制作所 Axial flow turbine
JP2014139436A (en) * 2013-01-21 2014-07-31 General Electric Co <Ge> Turbomachine having swirl-inhibiting seal
KR20150053714A (en) * 2013-11-08 2015-05-18 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Axial flow turbine
JP2016194306A (en) * 2016-08-03 2016-11-17 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Stationary body of steam turbine and steam turbine having the same
DE102015218493A1 (en) 2015-09-25 2017-03-30 Siemens Aktiengesellschaft Low pressure system and steam turbine
KR20170098917A (en) * 2015-01-27 2017-08-30 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 turbine
JP2017172564A (en) * 2016-03-25 2017-09-28 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Rotary machine
US11053807B2 (en) 2017-06-12 2021-07-06 Mitsubishi Power, Ltd. Axial flow rotating machine
US11898461B2 (en) 2019-07-31 2024-02-13 Mitsubish Heavy Industries, Ltd. Axial flow turbine

Cited By (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007321721A (en) * 2006-06-05 2007-12-13 Toshiba Corp Axial flow turbine stage and axial flow turbine
EP2003292A3 (en) * 2007-06-14 2012-04-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Blade shroud with overhang
JP2009243287A (en) * 2008-03-28 2009-10-22 Toshiba Corp Axial flow turbine
CN101825001A (en) * 2009-03-03 2010-09-08 株式会社日立制作所 Axial flow turbine
CN102822450A (en) * 2010-05-26 2012-12-12 三菱重工业株式会社 Seal structure, turbine machine equipped with same, and power plant equipped with said turbine machine
WO2011148899A1 (en) 2010-05-26 2011-12-01 三菱重工業株式会社 Seal structure, turbine machine equipped with same, and power plant equipped with said turbine machine
JP2011247158A (en) * 2010-05-26 2011-12-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Seal structure, turbine machine equipped with the same, and power plant equipped the turbine machine
KR101506379B1 (en) 2010-05-26 2015-03-27 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Seal structure, turbine machine equipped with same, and power plant equipped with said turbine machine
CN102822450B (en) * 2010-05-26 2015-03-11 三菱重工业株式会社 Seal structure, turbine machine equipped with same, and power plant equipped with said turbine machine
WO2012036068A1 (en) * 2010-09-17 2012-03-22 三菱重工業株式会社 Turbine
KR101491971B1 (en) * 2010-09-17 2015-02-11 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Turbine
US20130149124A1 (en) * 2010-09-17 2013-06-13 Yoshihiro Kuwamura Turbine
CN103097666A (en) * 2010-09-17 2013-05-08 三菱重工业株式会社 Turbine
EP2617942A4 (en) * 2010-09-17 2018-02-28 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Turbine
US9726027B2 (en) 2010-09-17 2017-08-08 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Turbine
JP2012062863A (en) * 2010-09-17 2012-03-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Turbine
JP2011106474A (en) * 2011-03-04 2011-06-02 Toshiba Corp Axial flow turbine stage and axial flow turbine
US9689272B2 (en) 2011-03-30 2017-06-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and outer shroud
CN103477032A (en) * 2011-03-30 2013-12-25 三菱重工业株式会社 Gas turbine
CN103477032B (en) * 2011-03-30 2016-02-03 三菱重工业株式会社 Gas turbine and peripheral band
JP2014084816A (en) * 2012-10-25 2014-05-12 Hitachi Ltd Axial flow turbine
US9476315B2 (en) 2012-10-25 2016-10-25 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Axial flow turbine
CN103775138A (en) * 2012-10-25 2014-05-07 株式会社日立制作所 Axial flow turbine
KR101536057B1 (en) * 2012-10-25 2015-07-10 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Axial flow turbine
EP2725201A3 (en) * 2012-10-25 2016-05-25 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Axial flow turbine
JP2014139436A (en) * 2013-01-21 2014-07-31 General Electric Co <Ge> Turbomachine having swirl-inhibiting seal
EP2871324A3 (en) * 2013-11-08 2015-06-17 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Axial turbine with an adjustable guide plate
KR20150053714A (en) * 2013-11-08 2015-05-18 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Axial flow turbine
KR101660120B1 (en) * 2013-11-08 2016-09-26 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Axial flow turbine
CN104632296A (en) * 2013-11-08 2015-05-20 三菱日立电力系统株式会社 Axial turbine
CN103696981A (en) * 2013-12-25 2014-04-02 绍兴协亨机械设备有限公司 Spray pump device of automobile
US10316680B2 (en) 2015-01-27 2019-06-11 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Turbine
KR101939520B1 (en) * 2015-01-27 2019-01-16 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 turbine
CN107208493A (en) * 2015-01-27 2017-09-26 三菱日立电力系统株式会社 Turbine
CN107208493B (en) * 2015-01-27 2019-06-28 三菱日立电力系统株式会社 Turbine
KR20170098917A (en) * 2015-01-27 2017-08-30 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 turbine
DE102015218493A1 (en) 2015-09-25 2017-03-30 Siemens Aktiengesellschaft Low pressure system and steam turbine
WO2017163911A1 (en) * 2016-03-25 2017-09-28 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Rotary machine
CN108779676A (en) * 2016-03-25 2018-11-09 三菱日立电力系统株式会社 Rotating machinery
JP2017172564A (en) * 2016-03-25 2017-09-28 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Rotary machine
CN108779676B (en) * 2016-03-25 2020-10-13 三菱日立电力系统株式会社 Rotary machine
US11092026B2 (en) 2016-03-25 2021-08-17 Mitsubishi Power, Ltd. Rotary machine
JP2016194306A (en) * 2016-08-03 2016-11-17 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Stationary body of steam turbine and steam turbine having the same
US11053807B2 (en) 2017-06-12 2021-07-06 Mitsubishi Power, Ltd. Axial flow rotating machine
US11898461B2 (en) 2019-07-31 2024-02-13 Mitsubish Heavy Industries, Ltd. Axial flow turbine

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