JP2009036112A - Blade for rotary machine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、蒸気タービン、ガスタービンなどの一般的なターボ機械全般に用いて好適な回転機械の翼に関する。 The present invention relates to a rotary machine blade suitable for general turbomachines such as steam turbines and gas turbines.
従来、回転機械などの翼列に用いられる翼の翼根部分に、翼とエンドウォールとの間を滑らかに繋ぐフィレット状のコーナ部を形成して、翼根部分に働く応力を低減する技術が知られている(例えば、特許文献1参照。)。
このコーナ部には、翼根部分に働く応力を低減する他に、2次流れを抑制する効果が知られ、コーナ部の半径を大きくするにともない、2次流れを抑制する効果が高くなることが知られている。
In addition to reducing the stress acting on the blade root part, this corner is known to have an effect of suppressing the secondary flow, and as the radius of the corner is increased, the effect of suppressing the secondary flow is increased. It has been known.
しかしながら、上述のコーナ部の半径を大きくすると、流れに対するブロッケージ、つまり翼による流れの遮蔽量が大きくなり、翼の下流側における流れの速度欠損が大きくなっていた。このようにエンドウォールブロッケージが大きくなることは、エンドウォール境界層が厚くなったことと同じ効果を奏することから、下流側に配置された翼の性能が低下する恐れ、言い換えると、下流側に配置された翼列における二次ロスが増大する恐れがあった。 However, when the radius of the above-described corner portion is increased, the blockage against the flow, that is, the amount of flow shielding by the blade is increased, and the flow velocity deficit on the downstream side of the blade is increased. Such an increase in the end wall blockage has the same effect as an increase in the thickness of the end wall boundary layer, which may reduce the performance of the blade disposed downstream, in other words, on the downstream side. There was a risk that the secondary loss in the arranged cascade would increase.
さらに、翼におけるコーナ部に近い部分つまりエンドウォールに近い部分では、コーナ部を設けたことにより、二次元翼形状の後縁厚みが厚くなったのと同様な効果が予想される。つまり、コーナ部を設けた翼では、後縁損失が増加する恐れがあった。 Furthermore, in the portion close to the corner portion of the blade, that is, the portion close to the end wall, the same effect as that in which the trailing edge thickness of the two-dimensional blade shape is increased is expected by providing the corner portion. That is, in the blade provided with the corner portion, the trailing edge loss may increase.
本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであって、二次流れを抑制するとともに、後縁損失の増加を防止することができる回転機械の翼を提供することを目的とする。 The present invention has been made to solve the above-described problem, and an object of the present invention is to provide a rotating machine blade capable of suppressing a secondary flow and preventing an increase in trailing edge loss. .
上記目的を達成するために、本発明は、以下の手段を提供する。
本発明の回転機械の翼は、回転軸線の周囲に環状に配置される翼であって、径方向に延び、周囲に流体が流れる翼形状部と、該翼形状部における径方向の内側端部および外側端部の少なくとも一方に位置するエンドウォールと、前記翼形状部と前記エンドウォールとの間を滑らかに繋ぐコーナ部と、が設けられ、該コーナ部の表面における曲率半径の値が、前記翼形状部の前縁から後縁に向かって減少していることを特徴とする。
In order to achieve the above object, the present invention provides the following means.
The blades of the rotary machine of the present invention are blades arranged in an annular shape around the rotation axis, the blade shape portion extending in the radial direction, and the fluid flowing therearound, and the radially inner end portion of the blade shape portion And an end wall located at at least one of the outer end portions, and a corner portion that smoothly connects the blade shape portion and the end wall, and the value of the radius of curvature at the surface of the corner portion is It is characterized by decreasing from the leading edge to the trailing edge of the wing shape portion.
本発明によれば、コーナ部における曲率半径の値は、前縁から後縁に向かって減少するため、翼形状部における前縁側には、後縁側と比較して曲率半径の大きなコーナ部が設けられることになり、翼周りの二次流れの形成が抑制される。
一方、後縁側には、前縁側と比較して曲率半径の小さなコーナ部が設けられているため、後縁損失の増加が防止される。
According to the present invention, since the value of the radius of curvature at the corner portion decreases from the leading edge toward the trailing edge, a corner portion having a larger radius of curvature than the trailing edge side is provided on the leading edge side of the wing shape portion. As a result, the formation of a secondary flow around the wing is suppressed.
On the other hand, since the corner portion having a smaller radius of curvature than the front edge side is provided on the trailing edge side, an increase in trailing edge loss is prevented.
上記発明においては、前記前縁における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記後縁における前記コーナ部の曲率半径の値に対して、約1.5倍から約4倍の範囲内の値であることが望ましい。 In the above invention, the value of the radius of curvature of the corner portion at the leading edge is a value within the range of about 1.5 to about 4 times the value of the radius of curvature of the corner portion at the trailing edge. It is desirable to be.
本発明によれば、後縁におけるコーナ部の曲率半径に対して、前縁におけるコーナ部の曲率半径の値を、約1.5倍から約4倍の範囲内の値とすることで、二次流れの形成をより確実に抑制するとともに、コーナ部の大型化が抑制されることにより翼の大型化を抑制することができる。
さらに、前縁におけるコーナ部の曲率半径の値は、後縁におけるコーナ部の曲率半径の値に対して、約2倍から約3倍の範囲内の値であることがより好ましい。このような値とすることで、二次流れの形成をさらに確実に抑制するとともに、翼の大型化を抑制することができる。
According to the present invention, the value of the radius of curvature of the corner portion at the leading edge is set to a value within the range of about 1.5 to about 4 times the radius of curvature of the corner portion at the trailing edge. The formation of the next flow can be more reliably suppressed, and the increase in the size of the corner portion can be suppressed, whereby the increase in the size of the blade can be suppressed.
Further, the value of the radius of curvature of the corner portion at the leading edge is more preferably a value within a range of about 2 to about 3 times the value of the radius of curvature of the corner portion at the trailing edge. By setting it as such a value, while forming a secondary flow more reliably, it can suppress the enlargement of a wing | blade.
上記発明においては、前記翼形状部における凹状曲面では、前記前縁から前記後縁に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、前記翼形状部における凸状曲面では、前記前縁から、隣接する翼形状部との間隔が最も狭くなる凸側中間部に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることが望ましい。 In the above invention, in the concave curved surface in the wing shape portion, the value of the radius of curvature of the corner portion decreases from the front edge toward the rear edge, and in the convex curved surface in the wing shape portion, the front edge From the convex side intermediate part to the convex intermediate part where the distance between adjacent wing-shaped parts is the narrowest, and the curvature of the corner part decreases from the convex intermediate part to the trailing edge. It is desirable that the value of the radius is substantially constant.
本発明によれば、凸状曲面におけるコーナ部の曲率半径の値を、凸側中間部からから後縁までの間は略一定とすることで、凸側中間部からから後縁までの間における流体流れの乱れが抑制される。凸側中間部からから後縁までの間は、隣接する翼形状部と対向する前縁から凸側中間部までの領域とは異なり、開放された領域である。この領域におけるコーナ部の曲率半径は後縁損失に影響を与えるため、凸側中間部から後縁に至るまで、曲率半径の値を減少後の値で略一定とし、後縁損失の増大が防止される。
一方で、凸状曲面におけるコーナ部の曲率半径の値を、前縁から凸側中間部までの間は減少しているため、翼周りにおける二次流れの形成が抑制される。
According to the present invention, the value of the radius of curvature of the corner portion on the convex curved surface is substantially constant between the convex side intermediate portion and the rear edge, so that the distance between the convex side intermediate portion and the rear edge is constant. Disturbance of fluid flow is suppressed. The region from the convex intermediate portion to the trailing edge is an open region, unlike the region from the leading edge to the convex intermediate portion facing the adjacent wing-shaped portion. Since the radius of curvature of the corner in this region affects the trailing edge loss, the value of the radius of curvature is made substantially constant from the convex middle part to the trailing edge to prevent the trailing edge loss from increasing. Is done.
On the other hand, since the value of the radius of curvature of the corner portion on the convex curved surface is reduced from the leading edge to the convex intermediate portion, the formation of secondary flow around the blade is suppressed.
上記発明においては、前記凸状曲面における前記凸側中間部の位置は、前記凸状曲面と前記隣接する翼形状部との間隔に基づいて前記前縁側または前記後縁側に移動し、前記凸状曲面における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記前縁から最も前記前縁に接近した前記凸側中間部の位置に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、最も前記前縁に接近した前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることが望ましい。 In the above invention, the position of the convex intermediate portion on the convex curved surface moves to the leading edge side or the trailing edge side based on the interval between the convex curved surface and the adjacent wing shape portion, and the convex shape The value of the radius of curvature of the corner portion on the curved surface is such that the value of the radius of curvature of the corner portion decreases from the front edge toward the position of the convex middle portion closest to the front edge, It is desirable that the value of the radius of curvature of the corner portion is substantially constant from the convex intermediate portion approaching to the rear edge.
本発明によれば、凸状曲面と隣接する翼形状部との間隔を、例えば、設計許容範囲の最小間隔にした場合、凸側中間部は前縁に最も接近した位置に移動する。このような場合であっても、前縁に最も接近した凸側中間部から後縁に至るまで、コーナ部に係る曲率半径の値を、後縁のコーナ部に係る曲率半径の値で略一定とすることができ、後縁損失の増大が防止される。 According to the present invention, when the interval between the convex curved surface and the adjacent wing shape portion is set to the minimum interval of the design allowable range, for example, the convex intermediate portion moves to the position closest to the front edge. Even in such a case, the value of the radius of curvature related to the corner portion is substantially constant from the value of the radius of curvature related to the corner portion of the trailing edge from the convex intermediate portion closest to the leading edge to the trailing edge. And an increase in trailing edge loss is prevented.
一方、凸状曲面と隣接する翼形状部との間隔が、上述の最小間隔よりも広い間隔の場合には、凸側中間部は後縁側に移動する。ここで、コーナ部に係る曲率半径の値は、前縁に最も接近した凸側中間部から後縁に至るまで、後縁のコーナ部に係る曲率半径の値であるから、凸状曲面と隣接する翼形状部との間隔が最小間隔から広くなっても、凸側中間部から後縁に至るまで、コーナ部に係る曲率半径の値を、常に後縁のコーナ部に係る曲率半径の値で略一定にでき、後縁損失の増大が防止される。 On the other hand, when the distance between the convex curved surface and the adjacent blade-shaped part is wider than the above-mentioned minimum distance, the convex intermediate part moves to the trailing edge side. Here, the value of the radius of curvature according to the corner portion is the value of the radius of curvature according to the corner portion of the trailing edge from the convex intermediate portion closest to the leading edge to the trailing edge. Even if the distance from the wing-shaped part to be increased from the minimum distance, the value of the radius of curvature related to the corner part is always the value of the radius of curvature related to the corner part of the trailing edge from the convex intermediate part to the trailing edge. It can be made substantially constant, and an increase in trailing edge loss is prevented.
上記発明においては、前記翼形状部における凹状曲面および凸状曲面では、前記前縁から前記後縁に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が単調に減少することが望ましい。 In the above invention, it is desirable that the value of the radius of curvature of the corner portion monotonously decreases from the front edge toward the rear edge on the concave curved surface and the convex curved surface in the wing shape portion.
本発明によれば、例えば、本発明の翼を種々の回転機械に適用する際に、それぞれの回転機械において翼の性能を発揮させるために、翼を径方向に沿う軸線を中心に回転させて配置することにより、凸側中間部の位置が前縁側または後縁側に移動しても、前縁から角度変更後に係る凸側中間部に向かって、コーナ部の曲率半径の値は減少しつづける。そのため、本発明の翼では、凸側中間部の位置が前縁側または後縁側に移動する場合であっても、使用する翼を変更することなく、翼周りにおける二次流れの形成を抑制できる。 According to the present invention, for example, when the blades of the present invention are applied to various rotating machines, the blades are rotated around an axis along the radial direction in order to exert the performance of the blades in each rotating machine. By disposing, even if the position of the convex intermediate portion moves to the front edge side or the rear edge side, the value of the radius of curvature of the corner portion continues to decrease from the front edge toward the convex intermediate portion after the angle change. Therefore, in the blade of the present invention, even if the position of the convex intermediate portion moves to the front edge side or the rear edge side, the formation of the secondary flow around the blade can be suppressed without changing the blade to be used.
上記発明においては、前記コーナ部における曲率半径の値の変化率が連続していることが望ましい。 In the said invention, it is desirable that the rate of change of the value of the radius of curvature at the corner portion is continuous.
本発明によれば、コーナ部における曲率半径の値が連続的に滑らかに変化するため、曲率半径の値が不連続な場合と比較して、コーナ部近傍の流体流れが乱れにくくなる。そのため、本発明の翼では後縁損失の増大が防止される。 According to the present invention, the value of the radius of curvature at the corner changes continuously and smoothly, so that the fluid flow in the vicinity of the corner is less likely to be disturbed than when the value of the radius of curvature is discontinuous. Therefore, the trailing edge loss is prevented from increasing in the blade of the present invention.
本発明の回転機械の翼によれば、翼形状部における前縁側には、後縁側と比較して曲率半径の大きなコーナ部が設けられることになり、翼周りの二次流れの形成が抑制されるという効果を奏する。一方で、後縁側には、前縁側と比較して曲率半径の小さなコーナ部が設けられているため、後縁損失の増加が防止されるという効果を奏する。 According to the blade of the rotating machine of the present invention, a corner portion having a larger radius of curvature than the trailing edge side is provided on the leading edge side in the blade shape portion, and the formation of a secondary flow around the blade is suppressed. There is an effect that. On the other hand, since the corner portion having a smaller radius of curvature than the front edge side is provided on the trailing edge side, an effect of preventing an increase in trailing edge loss is achieved.
〔第1の実施形態〕
以下、本発明の第1の実施形態に係る翼ついて図1から図3を参照して説明する。
本実施形態では、本発明の翼を、蒸気タービンやガスタービンなどのターボ機械(回転機械)に用いられるタービン翼に適用して説明するが、タービン翼に限られることなく、コンプレッサ翼に適用することもでき、特に限定するものではない。
図1は、本実施形態に係るタービン翼の概略を説明する断面図である。
[First Embodiment]
The wing according to the first embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS.
In this embodiment, the blade of the present invention is applied to a turbine blade used in a turbomachine (rotary machine) such as a steam turbine or a gas turbine. However, the blade is not limited to the turbine blade, and is applied to a compressor blade. There is no particular limitation.
FIG. 1 is a cross-sectional view for explaining the outline of a turbine blade according to the present embodiment.
タービン翼(翼)1は、図1に示すように、ターボ機械(回転機械)の回転軸線(図示せず)を中心として環状に並んだ翼列を形成する翼であって、回転軸線を中心として回転する動翼および回転しない静翼の少なくとも一方に用いられる翼である。
タービン翼1には、径方向に沿って延びる断面形状が翼形状の翼形状部2と、翼形状部2の径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール3と、翼形状部2とエンドウォール3とを滑らかに繋ぐコーナ部4と、が設けられている。
なお、図1において、コーナ部4は、エンドウォール3からの高さを示す等高線でその形状を示されている。
As shown in FIG. 1, the turbine blade (blade) 1 is a blade that forms a cascade of blades arranged in a ring around a rotation axis (not shown) of a turbomachine (rotary machine). As a blade used for at least one of a rotating blade and a non-rotating stationary blade.
The
In FIG. 1, the
翼形状部2は周囲に空気などの流体が流れるものであって、本実施形態では、流体流れから回転駆動力を発生させるものである。一方、本発明の翼をコンプレッサ翼として用いる場合には、回転駆動されることにより流体流れを圧縮するものである。
翼形状部2には、流体流れに対する最も上流側に位置する前縁5と、最も下流側に位置する後縁6と、前縁5および後縁6を繋ぐ凸状に湾曲した曲面である背側面(凸状曲面)7、凹状に湾曲した曲面である腹側面(凹状曲面)8と、が設けられている。
The wing-
The blade-
翼列を形成したタービン翼1の翼形状部2の間は、流体が流れる流路9(パッセージ)であり、流路9の流路断面積は上流側から下流側に向かって徐々に狭くなっている。流路9の流路断面積が最も狭くなるスロートは、翼形状部2の背側面7と、隣接する翼形状部2の後縁6との間に形成されている。ここで、隣接する翼形状部2の後縁6とともにスロートを形成する背側面7の位置をスロート位置(凸側中間部)10と表記する。スロート位置10は、言い換えると、背側面7のうち、隣接する翼形状部2の後縁6に最も近く、後縁6に対向する位置として特定される。
Between the
エンドウォール3は、翼形状部2に対して略直交する方向、言い換えると周方向に延びる壁面であって、タービン翼1の間を流れる流体流路を構成する壁面の一部を形成するものである。エンドウォール3は、翼形状部2における径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に設けられている。言い換えると、エンドウォール3は、少なくとも翼形状部2におけるハブ側端部に設けられ、場合によってはチップ側端部に設けられていてもよく、特に限定するものではない。
The
図2は、図1のコーナ部における曲率半径の変化を説明するグラフである。
コーナ部4は、翼形状部2とエンドウォール3との間に設けられ、翼形状部2とエンドウォール3とを滑らかに繋ぐ表面を有する肉盛部である。
コーナ部4の表面は、径方向に沿って延びる面で切断した断面視において、所定の曲率半径で凹状に湾曲した曲面に形成されている。コーナ部4に係る曲率半径の値は、図1および図2に示すように、前縁5におけるコーナ部4に係る曲率半径の値R1が最も大きく、後縁6におけるコーナ部4に係る曲率半径の値R2が最も小さくなっている。
曲率半径の値R1は、曲率半径の値R2に対して約1.5倍から約4倍の範囲内の値であることが好ましく、さらには、約2倍から約3倍の範囲内の値であることがより好ましい。
FIG. 2 is a graph for explaining a change in the radius of curvature at the corner of FIG.
The
The surface of the
The radius of curvature value R1 is preferably a value in the range of about 1.5 times to about 4 times the radius of curvature value R2, and more preferably a value in the range of about 2 times to about 3 times. It is more preferable that
翼形状部2の腹側面8におけるコーナ部4に係る曲率半径の値は、図2に示すように、前縁5から後縁6に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで単調に減少している。
一方、背側面7におけるコーナ部4に係る曲率半径の値は、前縁5からスロート位置10に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで単調に減少し、その後、スロート位置10から後縁6まで値R2で略一定となっている。
As shown in FIG. 2, the value of the curvature radius of the
On the other hand, the value of the radius of curvature of the
次に、上記の構成からなるタービン翼1における作用について説明する。
本実施形態に係るタービン翼1からなる翼列に前縁5側から流入した流体流れは、翼列間の流路9に流入し、翼形状部2の周囲を後縁6側に向かって流れる。
Next, the effect | action in the
The fluid flow that has flowed into the blade row composed of the
流路9の前半部、つまり前縁5付近では、コーナ部4の曲率半径が大きい(R1)ため、流れの巻き上がりである2次流れの発生が抑制される。
その後、流路9における前縁5とスロート位置10との間(背側面7から見た場合)、あるいは、前縁5と後縁6との間(腹側面8から見た場合)である中間領域では、コーナ部4に係る曲率半径の値が単調に減少するため、翼形状部2に沿う流体の流れが乱されにくい。
In the first half of the flow path 9, that is, in the vicinity of the
After that, the middle of the flow path 9 between the
背側面7におけるスロート位置10から後縁6までの領域(uncovered領域)、言い換えると、隣接する翼形状部2との間で流路9を形成しない開放された空間と対向した領域では、コーナ部4の曲率半径の値が変化しないため、この領域に沿う流体の流れは乱されにくい。さらに、この領域におけるコーナ部4に係る曲率半径の値は、後縁6のコーナ部4に係る曲率半径の値R2と略同一であるため、翼形状部2の下流側に形成される流速欠損の拡大が防止される。
In the region from the
次に、本実施形態に係るタービン翼1におけるエネルギ損失の低減効果について説明する。
図3は、図1のタービン翼におけるエネルギ損失を説明するグラフである。図3において、横軸は翼高さを表し、縦軸はエネルギ損失を表している。
横軸の翼高さは、タービン翼1の径方向の長さを基準として、両端部を0%および100%として表されている。縦軸のエネルギ損失は、翼高さが50%におけるエネルギ損失を基準として無次元化して表されている。
Next, the effect of reducing energy loss in the
FIG. 3 is a graph illustrating energy loss in the turbine blade of FIG. In FIG. 3, the horizontal axis represents blade height, and the vertical axis represents energy loss.
The blade height on the horizontal axis is represented by 0% and 100% at both ends with reference to the radial length of the
本実施形態のタービン翼1におけるエネルギ損失は、図3における実線のグラフで表されている。一方で、コーナ部4を設けていないタービン翼におけるエネルギ損失は、図3における点線のグラフで表されている。さらに、コーナ部4に係る曲率半径の値が、翼形状部の全周にわたって一定なタービン翼におけるエネルギ損失は、図3における1点鎖線のグラフで表されている。
The energy loss in the
ここで説明しているエネルギ損失は、以下の式により求められている。
(エネルギ損失)=(入口全圧−出口全圧)/(出口全圧−出口静圧)
入口全圧は、タービン翼1の上流における流体流れの全圧であり、出口全圧は、タービン翼1の下流における流体流れの全圧である、出口静圧は、タービン翼1の下流における流体流れの静圧である。
The energy loss described here is obtained by the following equation.
(Energy loss) = (total inlet pressure-total outlet pressure) / (total outlet pressure-static outlet pressure)
The inlet total pressure is the total pressure of the fluid flow upstream of the
図3から分かるように、コーナ部4がないタービン翼では、翼高さが10%および90%のところで、2次流れによる2次ロスSLが発生している。また、コーナ部4に係る曲率半径の値が一定なタービン翼では、2次ロスが低減しているが、エンドウォール3の近傍、つまり翼高さが0%および100%の近傍におけるエネルギ損失が増加している。
一方で、本実施形態のタービン翼では、2次ロスSLの発生が抑制されているとともに、エンドウォール3の近傍におけるエネルギ損失も抑制されていることが示されている。
As can be seen from FIG. 3, in the turbine blade without the
On the other hand, in the turbine blade of the present embodiment, it is shown that generation of the secondary loss SL is suppressed and energy loss in the vicinity of the
上記の構成によれば、コーナ部4における曲率半径の値は、前縁5から後縁6に向かって減少するため、翼形状部2における前縁5側には、後縁6側と比較して曲率半径の大きなコーナ部4が設けられることになり、タービン翼1周りの二次流れの形成が抑制される。
一方、後縁6側には、前縁5側と比較して曲率半径の小さなコーナ部4が設けられているため、後縁損失の増加が防止される。
According to the above configuration, the value of the radius of curvature in the
On the other hand, since the
後縁6におけるコーナ部4の曲率半径の値R2に対して、前縁5におけるコーナ部4の曲率半径の値R1を、約1.5倍から約4倍の範囲内の値とすることで、二次流れの形成をより確実に抑制するとともに、コーナ部4の大型化が抑制されることによりタービン翼1の大型化を抑制することができる。
さらに、前縁5におけるコーナ部4の曲率半径の値R1は、後縁6におけるコーナ部4の曲率半径の値R2に対して、約2倍から約3倍の範囲内の値であることがより好ましい。このような値とすることで、二次流れの形成をさらに確実に抑制するとともに、タービン翼1の大型化を抑制することができる。
By setting the value R1 of the radius of curvature of the
Further, the value R1 of the radius of curvature of the
背側面7におけるコーナ部4の曲率半径の値を、スロート位置10からから後縁6までの間は略一定の値R2とすることで、スロート位置10からから後縁6までの間における流体流れの乱れが抑制される。スロート位置10からから後縁6までの間は、隣接する翼形状部2と対向する前縁5からスロート位置10までの領域とは異なり、開放された領域であり、この領域におけるコーナ部4の曲率半径は後縁損失に影響を与えるため、スロート位置10から後縁6に至るまで、曲率半径の値を減少後の値R2で略一定とし、後縁損失の増大が防止される。
一方で、背側面7におけるコーナ部4の曲率半径の値を、前縁5からスロート位置10までの間は減少しているため、タービン翼1周りにおける二次流れの形成が抑制される。
The value of the radius of curvature of the
On the other hand, since the value of the radius of curvature of the
〔第2の実施形態〕
次に、本発明の第2の実施形態について図4および図5を参照して説明する。
本実施形態のタービン翼の基本構成は、第1の実施形態と同様であるが、第1の実施形態とは、コーナ部に係る曲率半径が異なっている。よって、本実施形態においては、図4および図5を用いてコーナ部に係る曲率半径のみを説明し、その他の構成要素等の説明を省略する。
図4は、本実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。図5は、図4のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
なお、第1の実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
[Second Embodiment]
Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
The basic configuration of the turbine blade of this embodiment is the same as that of the first embodiment, but differs from the first embodiment in the radius of curvature related to the corner portion. Therefore, in this embodiment, only the curvature radius concerning a corner part is demonstrated using FIG.4 and FIG.5, and description of another component etc. is abbreviate | omitted.
FIG. 4 is a cross-sectional view illustrating the configuration of the turbine blade according to the present embodiment. FIG. 5 is a graph for explaining a change in the value of the radius of curvature in the corner portion of FIG.
In addition, about the component same as 1st Embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and the description is abbreviate | omitted.
本実施形態に係るタービン翼(翼)101の翼形状部2の背側面7におけるコーナ部104に係る曲率半径の値は、図4および図5に示すように、前縁5から後縁6に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで単調に減少している。
一方、腹側面8におけるコーナ部104に係る曲率半径の値は、第1の実施形態と同様に、前縁5から後縁6に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで単調に減少している。
As shown in FIGS. 4 and 5, the value of the curvature radius of the
On the other hand, the value of the radius of curvature related to the
次に、上記の構成からなるタービン翼101における作用について説明する。
図4に示すように、本実施形態に係るタービン翼101からなる翼列に前縁5側から流入した流体流れは、第1の実施形態と同様に、翼列間の流路9に流入し、翼形状部2の周囲を後縁6側に向かって流れる。
Next, the effect | action in the
As shown in FIG. 4, the fluid flow that has flowed into the blade row composed of the
流路9の前半部、つまり前縁5付近では、コーナ部104の曲率半径が大きいため、流れの巻き上がりである2次流れの発生が抑制される。
その後、流路9における前縁5とスロート位置10との間(背側面7から見た場合)、あるいは、前縁5と後縁6との間(腹側面8から見た場合)である中間領域では、コーナ部104に係る曲率半径の値が単調に減少するため、翼形状部2に沿う流体の流れが乱されにくい。
In the first half of the flow path 9, that is, in the vicinity of the
After that, the middle of the flow path 9 between the
背側面7におけるスロート位置10から後縁6までの領域では、コーナ部104の曲率半径の値がR2まで単調に減少するため、この領域に沿う流体の流れは乱されにくい。さらに、後縁6のコーナ部104に係る曲率半径の値は、第1の実施形態と同様に、R2であるため、翼形状部2の下流側に形成される流速欠損の拡大が防止される。
In the region from the
上記の構成によれば、例えば、本実施形態のタービン翼101を蒸気タービンなどの種々の回転機械に適用する際に、それぞれの回転機械においてタービン翼101の性能を発揮させるために、タービン翼101を径方向に沿う軸線を中心に回転させて配置しても、言い換えると、スロート位置10の位置が前縁5側または後縁6側に移動して、スロートにおける流路面積が変更されても、前縁5から角度変更後に係るスロート位置10に向かって、コーナ部104の曲率半径の値は減少しつづける。そのため、本実施形態に係るタービン翼101では、スロート位置10の位置が前縁5側または後縁6側に移動する場合であっても、使用するタービン翼101を変更することなく、タービン翼101周りにおける二次流れの形成を抑制できる。
According to the above configuration, for example, when the
〔第3の実施形態〕
次に、本発明の第3の実施形態について図6および図7を参照して説明する。
本実施形態のタービン翼の基本構成は、第1の実施形態と同様であるが、第1の実施形態とは、コーナ部に係る曲率半径が異なっている。よって、本実施形態においては、図6および図7を用いてコーナ部に係る曲率半径のみを説明し、その他の構成要素等の説明を省略する。
図6は、本実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。図7は、図6のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
なお、第1の実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
[Third Embodiment]
Next, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
The basic configuration of the turbine blade of this embodiment is the same as that of the first embodiment, but differs from the first embodiment in the radius of curvature related to the corner portion. Therefore, in this embodiment, only the curvature radius concerning a corner part is demonstrated using FIG. 6 and FIG. 7, and description of other components is abbreviate | omitted.
FIG. 6 is a cross-sectional view illustrating the configuration of the turbine blade according to the present embodiment. FIG. 7 is a graph for explaining a change in the value of the radius of curvature in the corner portion of FIG.
In addition, about the component same as 1st Embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and the description is abbreviate | omitted.
タービン翼(翼)201には、図6に示すように、径方向に沿って延びる断面形状が翼形状の翼形状部2と、翼形状部2の径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール3と、翼形状部2とエンドウォール3とを滑らかに繋ぐコーナ部204と、が設けられている。
As shown in FIG. 6, the turbine blade (blade) 201 includes a blade-shaped
ここで、本実施形態のタービン翼201を蒸気タービンなどの種々の回転機械に適用する際に、それぞれの回転機械においてタービン翼201の性能を発揮させるために、タービン翼201を径方向に沿う軸線を中心に回転させて配置されるため、流路9の流路断面積が最も狭くなるスロートの位置は、前縁5側または後縁6側に移動する。つまり、スロート位置10は、前縁5側または後縁6側に移動する。
Here, when the
上述のタービン翼201の回転角度は、所定の範囲内に限定されるため、スロート位置10の移動範囲も所定の範囲内に限定される。具体的には、スロートにおける流路9の流路面積が小さくなる方向にタービン翼201が回転して配置された場合には、スロート位置10は前縁5側に移動する。ここで、スロート位置10が最も前縁5に接近した位置をスロート位置10Fと定義する。
Since the rotation angle of the
翼形状部2の背側面7におけるコーナ部204に係る曲率半径の値は、図7に示すように、前縁5からスロート位置10Fに向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで単調に減少し、その後、スロート位置10Fからスロート位置10を経由して後縁6まで値R2で略一定となっている。
一方、腹側面8におけるコーナ部204に係る曲率半径の値は、前縁5から後縁6に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで単調に減少している。
As shown in FIG. 7, the value of the curvature radius of the
On the other hand, the value of the curvature radius of the
次に、上記の構成からなるタービン翼201における作用について説明する。
本実施形態に係るタービン翼201からなる翼列に前縁5側から流入した流体流れは、翼列間の流路9に流入し、翼形状部2の周囲を後縁6側に向かって流れる。
流路9の前半部、つまり前縁5付近では、コーナ部204の曲率半径が大きい(R1)ため、流れの巻き上がりである2次流れの発生が抑制される。
Next, the effect | action in the
The fluid flow that has flowed into the blade row comprising the
In the first half of the flow path 9, that is, in the vicinity of the
流路9におけるスロートがスロート位置10に形成されている場合、流路9における前縁5とスロート位置10との間(背側面7から見た場合)において、コーナ部204に係る曲率半径の値は、前縁5からスロート位置10Fまで単調に減少し、スロート位置10Fからスロート位置10までは略一定の値R2となる。さらに、スロート位置10から後縁6の間におけるコーナ部204に係る曲率半径の値は、R2で略同一である。
When the throat in the flow path 9 is formed at the
一方、流路9におけるスロートがスロート位置10Fに形成されている場合、流路9における前縁5とスロート位置10Fとの間(背側面7から見た場合)において、コーナ部204に係る曲率半径の値は、前縁5からスロート位置10Fまで単調に減少する。さらに、スロート位置10Fからスロート位置10を経由して後縁6までの間におけるコーナ部204に係る曲率半径の値は、R2で略同一である。
On the other hand, when the throat in the flow path 9 is formed at the
上記の構成によれば、背側面7と、隣接する翼形状部2との間隔を、例えば、設計許容範囲の最小間隔にした場合、スロート位置10は前縁5に最も接近した位置であるスロート位置10Fに移動する。このような場合であっても、前縁5に最も接近したスロート位置10Fから後縁6に至るまで、コーナ部204に係る曲率半径の値を、後縁のコーナ部204に係る曲率半径の値R2で略一定とすることができ、後縁損失の増大が防止される。
According to said structure, when the space | interval of the
一方、背側面7と、隣接する翼形状部2との間隔が、上述の最小間隔よりも広い間隔の場合には、スロート位置10は後縁6側に移動する。ここで、コーナ部204に係る曲率半径の値は、前縁5に最も接近したスロート位置10Fから後縁6に至るまで、後縁6のコーナ部204に係る曲率半径の値R2であるから、背側面7と隣接する翼形状部2との間隔が最小間隔から広くなっても、スロート位置10から後縁6に至るまで、コーナ部204に係る曲率半径の値を、常に後縁6のコーナ部204に係る曲率半径の値R2で略一定にでき、後縁損失の増大が防止される。
On the other hand, when the distance between the
〔第4の実施形態〕
次に、本発明の第4の実施形態について図8および図9を参照して説明する。
本実施形態のタービン翼の基本構成は、第1の実施形態と同様であるが、第1の実施形態とは、コーナ部に係る曲率半径が異なっている。よって、本実施形態においては、図8および図9を用いてコーナ部に係る曲率半径のみを説明し、その他の構成要素等の説明を省略する。
図8は、本実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。図9は、図8のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
なお、第1の実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
[Fourth Embodiment]
Next, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
The basic configuration of the turbine blade of this embodiment is the same as that of the first embodiment, but differs from the first embodiment in the radius of curvature related to the corner portion. Therefore, in this embodiment, only the curvature radius concerning a corner part is demonstrated using FIG. 8 and FIG. 9, and description of other components etc. is abbreviate | omitted.
FIG. 8 is a cross-sectional view illustrating the configuration of the turbine blade according to the present embodiment. FIG. 9 is a graph for explaining a change in the value of the radius of curvature in the corner portion of FIG.
In addition, about the component same as 1st Embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and the description is abbreviate | omitted.
タービン翼(翼)301には、図8に示すように、径方向に沿って延びる断面形状が翼形状の翼形状部2と、翼形状部2の径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール3と、翼形状部2とエンドウォール3とを滑らかに繋ぐコーナ部304と、が設けられている。
As shown in FIG. 8, the turbine blade (blade) 301 includes a blade-shaped
翼形状部2の背側面7におけるコーナ部304に係る曲率半径の値は、図9に示すように、前縁5からスロート位置10に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで連続して、言い換えると、曲率半径の値の変化率が連続した状態で減少している。具体的には、前縁5およびスロート位置10の近傍領域では曲率半径の値の変化率が小さく、前縁5とスロート位置10との中間では曲率半径の値が大きくなっている。
その後、スロート位置10から後縁6までの曲率半径の値はR2で略一定となっている。
As shown in FIG. 9, the value of the curvature radius of the
Thereafter, the radius of curvature from the
一方、腹側面8におけるコーナ部304に係る曲率半径の値も同様に、前縁5から後縁6に向かって、前縁5における曲率半径の値R1から後縁における曲率半径の値R2まで連続して減少している。具体的には、前縁5および後縁6の近傍領域では曲率半径の値の変化率が小さく、前縁5と後縁6との中間では曲率半径の値が大きくなっている。
On the other hand, the value of the radius of curvature related to the
次に、上記の構成からなるタービン翼301における作用について説明する。
本実施形態に係るタービン翼301からなる翼列に前縁5側から流入した流体流れは、翼列間の流路9に流入し、翼形状部2の周囲を後縁6側に向かって流れる。
Next, the effect | action in the
The fluid flow that has flowed into the blade row composed of the
前縁5の近傍におけるコーナ部304の曲率半径の値は、前縁5から離れるにともなって値R1から滑らかに小さくなるため、上述の第1の実施形態などと比較して、流体の流れは乱されにくい。
同様に、スロート部10の近傍におけるコーナ部304の曲率半径の値は、前縁5側からコーナ部304に近づくにともなって、滑らかに値R2まで小さくなるため、上述の第1の実施形態などと比較して、流体の流れは乱されにくい。
Since the value of the radius of curvature of the
Similarly, the value of the radius of curvature of the
上記の構成によれば、コーナ部304における曲率半径の値が連続的に滑らかに変化するため、曲率半径の値が不連続な場合と比較して、コーナ部304近傍の流体流れ、特に前縁5やスロート位置10における流体流れが乱れにくくなる。そのため、本実施形態のタービン翼301では後縁損失の増大を防止することができる。
According to the above configuration, the value of the radius of curvature in the
なお、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、上記の実施の形態においては、この発明を蒸気タービンに適用して説明したが、この発明は蒸気タービンに限られることなく、ガスタービンなどの一般的なターボ機械全般に適用できるものである。
The technical scope of the present invention is not limited to the above embodiment, and various modifications can be made without departing from the spirit of the present invention.
For example, in the above-described embodiment, the present invention is applied to the steam turbine. However, the present invention is not limited to the steam turbine, and can be applied to general turbo machines such as a gas turbine. .
1,101,201,301 タービン翼(翼)
2 翼形状部
3 エンドウォール
4,104,204,304 コーナ部
5 前縁
6 後縁
7 背側面(凸状曲面)
8 腹側面(凹状曲面)
10 スロート位置(凸側中間部)
1, 101, 201, 301 Turbine blade (blade)
2
8 ventral side (concave curved surface)
10 Throat position (convex middle part)
Claims (6)
径方向に延び、周囲に流体が流れる翼形状部と、
該翼形状部における径方向の内側端部および外側端部の少なくとも一方に位置するエンドウォールと、
前記翼形状部と前記エンドウォールとの間を滑らかに繋ぐコーナ部と、が設けられ、
該コーナ部の表面における曲率半径の値が、前記翼形状部の前縁から後縁に向かって減少していることを特徴とする回転機械の翼。 A wing arranged annularly around a rotation axis,
A wing-shaped portion that extends in the radial direction and in which a fluid flows,
An end wall located at least one of the radially inner end and the outer end of the wing-shaped portion;
A corner portion that smoothly connects the wing shape portion and the end wall; and
A blade of a rotating machine, wherein a value of a radius of curvature at a surface of the corner portion decreases from a leading edge to a trailing edge of the blade shape portion.
前記翼形状部における凸状曲面では、前記前縁から、隣接する翼形状部との間隔が最も狭くなる凸側中間部に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、
前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることを特徴とする請求項1または2に記載の回転機械の翼。 In the concave curved surface in the wing-shaped part, the value of the radius of curvature of the corner part decreases from the leading edge toward the trailing edge,
In the convex curved surface in the wing shape portion, the value of the radius of curvature of the corner portion decreases from the leading edge toward the convex intermediate portion where the interval between adjacent wing shape portions is the smallest,
The blade of the rotating machine according to claim 1 or 2, wherein a value of a radius of curvature of the corner portion is substantially constant from the convex intermediate portion to the trailing edge.
前記凸状曲面における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記前縁から最も前記前縁に接近した前記凸側中間部の位置に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、
最も前記前縁に接近した前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることを特徴とする請求項3記載の回転機械の翼。 The position of the convex side intermediate portion in the convex curved surface moves to the leading edge side or the trailing edge side based on the interval between the convex curved surface and the adjacent wing shape portion,
The value of the radius of curvature of the corner portion on the convex curved surface decreases from the front edge toward the position of the convex intermediate portion closest to the front edge, and the value of the radius of curvature of the corner portion decreases.
The blade of the rotating machine according to claim 3, wherein a value of a radius of curvature of the corner portion is substantially constant from the convex intermediate portion closest to the front edge to the rear edge.
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