JP2010038098A - タービン動翼および軸流タービン - Google Patents

Abstract

【課題】動翼翼列における２次流れに起因する２次流れ渦の発生によるエネルギ損失を低減し、タービン効率を向上させることができるタービン動翼およびこのタービン動翼を備えた軸流タービンを提供することを目的とする。
【解決手段】タービン動翼１０は、翼高さ方向の膨出部始点１１から根元部１２の間において、スロート部より前縁１３側の翼背面１４が根元部１２に近づくとともに徐々に外側に突出する膨出部１５と、翼高さ方向の凹陥部始点１９から根元部１２の間において、根元部１２に近づくとともに徐々に翼腹面１６が翼背面１４側に凹陥する凹陥部１７とを備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、タービンロータ軸方向に沿って配列される動翼翼列に発生する２次流れ損失の低減を図ったタービン動翼およびこのタービン動翼を備えた軸流タービンに関する。

タービンの高効率化は、発電プラントの運転経済性を改善するとともに、環境負荷を低減することから、近年非常に重要な課題となっている。

タービン効率の向上には、タービン段落の損失を低減する必要がある。タービン段落の損失には、翼型形状に起因するプロファイル損失、壁面近傍で生じる２次流れに起因する２次損失、翼列外への作動流体の漏洩に起因する漏洩損失、流路の内外壁における摩擦に起因する環状壁損失などがある。タービン段落の動翼では、特に、タービンロータの回転による遠心力によって、動翼の根元部に発生した２次損失が翼高さ方向に広がるため、この２次損失を低減することがタービン効率を向上する上で大きな課題となっている。

図１１は、一般的な軸流タービンのタービン段落の断面を示す図である。

図１１に示すように、複数枚のタービン静翼３００がダイヤフラム外輪３０１とダイヤフラム内輪３０２との間に備えられ、かつ周方向に配設されている。このように備えられたタービン静翼３００の下流側には、複数枚のタービン動翼３０３が配設されている。このタービン動翼３０３は、タービンロータ３０４のロータディスク３０５の外周に周方向に所定間隔で列状に植設されている。また、タービン動翼３０３の外周端には、各タービン動翼３０３を固定し、作動流体の漏洩を防止するシュラウド３０６が備えられている。

次に、上記のように構成されたタービン段落において、タービン動翼３０３における２次損失の発生機構を説明する。図１２は、タービン動翼３０３の出口側から見たときのタービン動翼３０３を示す斜視図である。

隣接するタービン動翼３０３の間に形成された動翼流路を蒸気などの作動流体が流れる際、作動流体は、この動翼流路内で円弧状に転向して流れる（図１２の矢印３１０参照）。この際、タービン動翼３０３の翼背面３０３ａから翼腹面３０３ｂの方向に遠心力が生じる。この遠心力と動翼流路内の圧力とが平衡しているため、翼腹面３０３ｂにおける静圧が高くなる。一方、翼背面３０３ａでは、作動流体の流速が大きいため、圧力が低くなる。その結果、動翼流路内において、翼腹面３０３ｂ側の圧力が高く、翼背面３０３ａ側の圧力が低い圧力勾配が生じる。

このような圧力勾配は、タービン動翼３０３の根元部側、およびタービン動翼３０３の先端部の外壁側（シュラウド３０６）における作動流体が低流速となる層、すなわち境界層においても生じる。しかしながら、このような境界層付近においては、作動流体の流速が小さく、作用する遠心力も小さい。そのため、作動流体の流れは、翼腹面３０３ｂから翼背面３０３ａに向かって生じる圧力勾配に抗しきれず、翼腹面３０３ｂから翼背面３０３ａに向かう流れである２次流れ３１１が生じる。この２次流れ３１１は、タービン動翼３０３の翼背面３０３ａに衝突して巻き上がり、タービン動翼３０３の根元部側、およびタービン動翼３０３の先端部側において、２次流れ渦３１１ａとなる。

このような２次流れ渦３１１ａが生じると、作動流体が保有するエネルギの一部が散逸されるとともに、作動流体の不均一な流れが生じ、２次損失として動翼性能を著しく低下させる。このような２次損失を低減する多くの技術が開示されている（例えば、特許文献１−３参照。）。

例えば、特許文献３に記載されたタービン動翼３２０を参照して従来のタービン動翼３２０を説明する。図１３Ａは、タービン動翼３２０をタービンロータの軸方向から見たときの平面図である。図１３Ｂは、タービン動翼３２０の先端部の周方向の断面を示す図であり、図１３Ｃは、タービン動翼３２０の中央部の周方向の断面を示す図であり、図１３Ｄは、タービン動翼３２０の根元部の周方向の断面を示す図である。図１４は、従来のタービン動翼の出口における出口流量分布を示す図である。

図１３Ａ〜図１３Ｄに示すように、タービンロータの回転中心を通るラジアル線３２１に対してタービン動翼３２０の中央付近における各タービン動翼３２０の断面重心３２２が翼腹面３２０ａ側にずれ量Ｌｐずれている。また、タービン動翼３２０の先端部の断面重心３２２がラジアル線３２１からずれ量Ｌａ、タービン動翼３２０の根元部の断面重心３２２がラジアル線３２１からからずれ量Ｌｂずれるように、タービン動翼３２０が湾曲して形成されている。

このような湾曲したタービン動翼３２０では、翼間流路における速度ベクトルが、タービン動翼３２０の根元部ではタービンロータ側の方向に、タービン動翼３２０の先端部ではシュラウド３２３側の方向に流れを押し付ける効果がある。このタービンロータ側の流れとシュラウド３２３側の流れとによって境界層の成長が抑制され、タービン動翼における２次損失は、タービン動翼が湾曲されていない場合の損失に比べて低減される。

また、このタービン動翼３２０のように、タービン動翼３２０の断面重心３２２をずらして、タービン動翼３２０を翼腹面３２０ａ側に湾曲させると、タービン動翼３２０の前縁から後縁まで翼腹面３２０ａ側方向に傾斜することになる。そのため、作動流体に対して、タービン動翼３２０の前縁から後縁のすべての範囲に亘って押圧力が与えられる。それによって、図１４に示すように、従来のタービン動翼の前縁から後縁まで翼腹面側方向に傾斜しない構成のタービン動翼（図１４の傾斜なし）に比べて、タービン動翼３２０の前縁から後縁まで翼腹面３２０ａ側方向に傾斜する構成のタービン動翼３２０では、タービン動翼の出口における出口流量分布が、損失の大きい根元部と先端部に偏る分布となる。なお、タービン動翼３２０から流出した作動流体は、タービン動翼３２０の下流に備えられているタービン静翼に対し、損失の大きい根元部と先端部に偏って流入する。
特開平１−１１３５０４号公報 特許第２０３８２９３号公報 特許第３６９７２９６号公報

上記のように、従来のタービン段落の動翼翼列では、タービンロータ側やシュラウド側の近傍において生じる２次流れに起因して２次損失が発生し、タービン効率を大きく低下させることが課題であった。

また、上記したように、従来のタービン動翼の前縁から後縁まで翼腹面側方向に傾斜する構成のタービン動翼では、タービン動翼の出口における出口流量分布が、損失の大きい根元部と先端部に偏る分布となる。また、タービン動翼から流出した作動流体は、タービン動翼の下流に備えられているタービン静翼に対し、損失の大きい根元部と先端部に偏って流入する。したがって、このタービン動翼では、湾曲によりタービン動翼に生じる２次損失を低減することはできるが、タービン段落全体の損失を増加させる恐れがある。

そこで、本発明は、上記課題を解決するためになされたものであり、動翼翼列における２次流れに起因する２次流れ渦の発生によるエネルギ損失を低減し、タービン効率を向上させることができるタービン動翼およびこのタービン動翼を備えた軸流タービンを提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明の一態様によれば、タービンロータの外周に周方向に所定の間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であって、翼高さ方向の第１の位置から根元部の間において、スロート部より前縁側の翼背面が前記根元部に近づくとともに徐々に外側に突出する膨出部と、翼高さ方向の第２の位置から根元部の間において、前記根元部に近づくとともに徐々に翼腹面が翼背面側に凹陥する凹陥部とを備えることを特徴とするタービン動翼が提供される。

また、本発明の一態様によれば、上記したタービン動翼をタービンロータの外周に周方向に所定の間隔をおいて列状に植設したことを特徴とする軸流タービンが提供される。

本発明のタービン動翼およびこのタービン動翼を備えた軸流タービンによれば、動翼翼列における２次流れに起因する２次流れ渦の発生によるエネルギ損失を低減し、タービン効率を向上させることができる

以下、本発明の一実施の形態について図面を参照して説明する。

図１は、本発明に係るタービン動翼１０を備えた軸流タービン１００の一部の断面を示す図である。

図１に示すように、軸流タービン１００において、ケーシング１１０内にはタービンロータ１１１が貫設されている。また、ケーシング１１０の内周面にはノズルダイヤフラム外輪１１２が多段に接続され、各ノズルダイヤフラム外輪１１２に対応してノズルダイヤフラム内輪１１３が設けられている。また、ノズルダイヤフラム外輪１１２とノズルダイヤフラム内輪１１３との間には、ノズル翼１１４が周方向に複数配設され、ノズル翼翼列を構成している。また、各ノズル翼翼列に対応して、各ノズル翼翼列の下流側には、タービン動翼１０が周方向に複数配設された動翼翼列が配設されている。この動翼翼列は、例えば、タービンロータ１１１のホイール部１１５に、周方向に複数のタービン動翼１０を植設することで構成されている。タービン動翼１０の先端には、シュラウド１８が設けられ、蒸気の漏洩を抑制している。また、ノズルダイヤフラム内輪１１３のタービンロータ１１１側の面には、ノズルラビリンス１１６が設けられ、蒸気の漏洩を抑制している。

例えば、高圧タービンや中圧タービンなどの軸流タービン１００内に流入した蒸気は、図示しないノズルボックスを介してノズル翼翼列に導かれる。ノズル翼翼列を通過した蒸気は、動翼翼列に導かれ、膨張仕事によりタービンロータ１１１を回転させる。

次に、本発明に係るタービン動翼１０の構成について説明する。

図２は、本発明に係るタービン動翼１０を前縁側から見たときの斜視図である。図３は、本発明に係るタービン動翼１０を前縁正面から見たときの平面図である。図４は、膨出部１５および凹陥部１７を含む、図２のＡ−Ａ断面を示す図である。図５は、タービン動翼１０の根元部１２における翼高さ方向に垂直な断面（図３のＢ−Ｂ断面）および膨出部始点１１における翼高さ方向に垂直な断面（図３のＣ−Ｃ断面）を示す図である。

図２および図４に示すように、タービン動翼１０は、翼高さ方向の第１の位置（以下、膨出部始点１１という）から根元部１２の間において、スロート部より前縁１３側の翼背面１４が根元部１２に近づくとともに徐々に外側に突出する膨出部１５と、翼高さ方向の第２の位置（以下、凹陥部始点１９という）から根元部１２の間において、根元部１２に近づくとともに徐々に翼腹面１６が翼背面１４側に凹陥する凹陥部１７とを備える。また、図３に示すように、タービン動翼１０の先端部には、シュラウド１８が備えられている。

また、図４および図５に示すように、膨出部１５において、タービン動翼１０の後縁端２０と接するタービンロータ軸に平行な直線Ｒ１と、膨出部１５の最も周方向に突出した翼背面１４と接するタービンロータ軸に平行な直線Ｓ１との間の距離（以下、翼背面１４側における翼幅Ｌ１という）が、膨出部始点１１から根元部１２に向かって徐々に増加している。

膨出部１５は、タービン動翼１０の根元部１２において、タービンロータ１１１またはホイール部１１５からなる壁面との境界に形成されるフィレットとは異なり、タービン動翼１０の翼背面１４側の全体が根元部１２に近づくとともに拡大するものではない。また、膨出部１５は、通常のフィレットよりも翼高さ方向に広い範囲にわたって膨出する形状となる。膨出部１５を備えることで、根元部１２の近傍において作動流体の流線の曲率半径が小さくなり、作動流体に対してタービン動翼１０の翼背面１４から隣接するタービン動翼１０の翼腹面１６の向きに働く遠心力が大きくなる。これによって、動翼翼列間の圧力勾配により生じるタービン動翼１０の翼腹面１６から隣接するタービン動翼１０の翼背面１４に向かう流れの発生を抑制することができる。

また、膨出部１５を構成する、タービン動翼１０の根元部１２側の翼背面１４は、傾斜面となるため、作動流体の速度ベクトルにおいて、タービンロータ１１１またはホイール部１１５からなる壁面側へ押し付ける向きの成分が生じるとともに、翼背面１４の圧力が根元部１２に近づくとともに減少する。そのため、翼背面１４において膨出部始点１１から根元部１２に向かう流れが生じ、根元部１２の翼背面１４から巻き上がるように生じる２次流れ渦の発生を抑制することができる。さらに、従来のタービン動翼のように翼腹部側にタービン動翼を傾斜させたものと違って、タービン動翼１０のスロート部付近より前縁１３側を膨出させることにより、上記した従来のタービン動翼と比べて流量が根元部１２側に偏るのを抑えることができる。そのため、エネルギ損失の大きい根元部１２近傍を作動流体が通過することで生じるタービン段落の損失を低減することができる。

また、図４および図５に示すように、凹陥部１７において、タービン動翼１０の後縁端２０と接するタービンロータ軸に平行な直線Ｒ１と、凹陥部１７の最も周方向に凹陥した翼腹面１６と接するタービンロータ軸に平行な直線Ｍ２との間の距離（以下、翼腹面１６側における翼幅Ａ１という）が、凹陥部始点１９から根元部１２に向かって徐々に増加している。

また、凹陥部１７を構成する、タービン動翼１０の根元部１２側の翼腹面１６は、傾斜面となるため、作動流体の速度ベクトルにおいて、タービンロータ１１１またはホイール部１１５からなる壁面側へ押し付ける向きの成分が生じる。そのため、２次流れ渦が巻き上がる高さを抑えることができる。また、翼腹面１６における圧力が根元部１２に近づくとともに増加することから、翼腹面１６において根元部１２から凹陥部始点１９に向かう流れが生じ、２次流れ渦の発生を低減することができる。

次に、根元部１２から膨出部始点１１までの翼高さおよび根元部１２から凹陥部始点１９までの翼高さについて、図６を参照して説明する。

図６は、膨出部１５や凹陥部１７を有さない従来のタービン動翼の根元部における翼高さ方向のエネルギ損失分布を示す図である。なお、この翼高さ方向のエネルギ損失分布は、数値シミュレーションにより算出したものである。

図６に示すように、従来のタービン動翼の根元部における翼高さ方向の２次損失の範囲は、低負荷時において５ｍｍ程度、高負荷時において５０ｍｍ程度である。２次損失を低減するためには、２次損失が発生する翼高さの範囲に膨出部１５や凹陥部１７を形成することが好ましい。また、２次損失が発生する翼高さの範囲を超えて膨出部１５や凹陥部１７を形成することは、プロファイル損失を増加させる。そのため、根元部１２から翼高さ方向に５ｍｍ〜５０ｍｍの範囲に膨出部１５や凹陥部１７を形成することが好ましい。また、この範囲に膨出部１５や凹陥部１７を形成することで、２次損失を低減することができる。なお、ここでは、低負荷時を、軸流タービンにて想定される運転範囲における最低負荷時とし、高負荷時を、軸流タービンの想定される運転範囲における最高負荷時として数値シミュレーションを行った。

次に、膨出部１５における翼背面１４の傾斜角度αおよび凹陥部１７における翼腹面１６の傾斜角度βについて、図５、図７〜図９を参照して説明する。

図７は、図５に示されたＰ１およびＰ２を含む平面でタービン動翼１０を切ったときの断面をタービンロータ軸に垂直な平面に投影して示す図である。図８は、膨出部１５における翼背面１４の傾斜角度αに対するエネルギ損失を示す図である。図９は、図５に示されたＱ１およびＱ２を含む平面でタービン動翼１０を切ったときの断面をタービンロータ軸に垂直な平面に投影して示す図である。図１０は、凹陥部１７における翼腹面１６の傾斜角度βに対するエネルギ損失を示す図である。なお、図８および図１０における、傾斜角度に対するエネルギ損失についても、上記した翼高さ方向のエネルギ損失分布と同様に、数値シミュレーションにより算出したものである。

膨出部１５における翼背面１４の傾斜角度αは、図５および図７に示すように、膨出部始点１１における翼高さ方向に垂直な断面における、タービンロータ軸に平行な直線Ｓ１に接する膨出部１５の最も周方向に突出した翼背面１４をＰ１とし、根元部１２における翼高さ方向に垂直な断面における、タービンロータ軸に平行な直線Ｓ１に接する膨出部１５の最も周方向に突出した翼背面１４をＰ２としたときに、Ｐ１とＰ２とを結ぶ直線がラジアル線Ｘとタービンロータ軸に垂直な投影平面上にてなす角度である。

この傾斜角度αは、３度以上３０度であることが好ましい。この範囲が好ましい理由を説明する。

膨出部１５における翼背面１４の傾斜角度αは、近似的に式（１）で表すことができる。
α＝ａｒｃｔａｎ｛（Ｌｒ−Ｌｔ）／Ｈｂ｝ …式（１）

ここで、Ｈｂは、根元部１２から膨出部始点１１までの翼高さである。Ｌｒは、根元部１２の翼高さ方向に垂直なタービン動翼１０の断面における翼背面１４側における翼幅Ｌ１である。Ｌｔは、膨出部始点１１の翼高さ方向に垂直なタービン動翼１０の断面における翼背面１４側における翼幅Ｌ１である。

図８には、傾斜角度αに対してエネルギ損失である、２次損失、プロファイル損失およびこれらの損失の和が示されている。図８に示すように、傾斜角度αが大きくなるほど２次損失は低減する。一方、傾斜角度αが大きくなると、根元部１２における、翼背面１４側における翼幅Ｌ１が大きくなり、前述したように、作動流体が接触する翼表面の長さが増加して、翼表面での作動流体の摩擦が大幅に増加する。そのため、図８に示すように、傾斜角度αが大きくなると、プロファイル損失が大幅に増加する。傾斜角度αが大きい条件では、２次損失の低減量よりも、プロファイル損失の増加量が大きくなり、双方の損失の和である合計損失量は、傾斜角度αが大きくなるととともに増加する。

上記した理由から、２次損失とプロファイル損失とを合計した合計エネルギ損失が、低減される傾斜角度αの範囲である３度〜３０度が好ましい範囲となる。

凹陥部１７における翼腹面１６の傾斜角度βは、図５および図９に示すように、凹陥部始点１９における翼高さ方向に垂直な断面における、タービンロータ軸に平行な直線Ｒ１に接する凹陥部１７の最も周方向に凹陥した翼腹面１６をＱ１とし、根元部１２における翼高さ方向に垂直な断面における、タービンロータ軸に平行な直線Ｒ１に接する凹陥部１７の最も周方向に凹陥した翼腹面１６をＱ２としたときに、Ｑ１とＱ２とを結ぶ直線がラジアル線Ｘとタービンロータ軸に垂直な投影平面上にてなす角度である。

この傾斜角度βは、３度以上３５度であることが好ましい。この範囲が好ましい理由を説明する。

凹陥部１７における翼腹面１６の傾斜角度βは、近似的に式（２）で表すことができる。
β＝ａｒｃｔａｎ｛（Ａｒ−Ａｔ）／Ｈｆ｝ …式（２）

ここで、Ｈｆは、根元部１２から凹陥部始点１９までの翼高さである。Ａｒは、根元部１２の翼高さ方向に垂直なタービン動翼１０の断面における翼腹面１６側における翼幅Ａ１である。Ａｔは、凹陥部始点１９の翼高さ方向に垂直なタービン動翼１０の断面における翼腹面１６側における翼幅Ａ１である。

図１０には、傾斜角度βに対してエネルギ損失である、２次損失、プロファイル損失およびこれらの損失の和が示されている。図１０に示すように、傾斜角度βが大きくなるほど２次損失は低減する。一方、傾斜角度βが大きくなると、根元部１２における、翼腹面１６側における翼幅Ａ１が大きくなり、前述したように、作動流体が接触する翼表面の長さが増加して、翼表面での作動流体の摩擦が大幅に増加する。そのため、図１０に示すように、傾斜角度βが大きくなると、プロファイル損失が大幅に増加する。傾斜角度βが大きい条件では、２次損失の低減量よりも、プロファイル損失の増加量が大きくなり、双方の損失の和である合計損失量は、傾斜角度βが大きくなるととともに増加する。

上記した理由から、２次損失とプロファイル損失とを合計した合計エネルギ損失が、低減される傾斜角度βの範囲である３度〜３５度が好ましい範囲となる。

上記したように、本発明に係るタービン動翼１０によれば、タービン動翼１０の翼背面１４側に形成される膨出部１５、および翼腹面１６側に形成される凹陥部１７を備えることで２次損失を低減することができる。さらに、この構成を備えることで、作動流体の流線に適合した翼プロファイルを形成することができるので、２次損失ともに、翼型形状に起因するプロファイル損失も低減することができる。

また、膨出部１５における翼背面１４の傾斜角度αおよび凹陥部１７における翼腹面１６の傾斜角度βを、上記した所定の範囲とすることで、２次損失を低減させ、プロファイル損失の増加を抑えることができるので、タービン動翼１０の根元部１２におけるエネルギ損失を低減することができる。

また、本発明に係るタービン動翼１０によれば、動翼翼列における２次流れに起因する２次流れ渦の発生によるエネルギ損失を低減することができる。また、本発明に係るタービン動翼１０を備える軸流タービンにおいても、同様の効果を得ることができ、動翼翼列における２次流れに起因する２次流れ渦の発生によるエネルギ損失を低減し、タービン効率を向上させることができる。

以上、本発明を一実施の形態により具体的に説明したが、本発明はこれらの実施の形態にのみ限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。

本発明に係るタービン動翼を備えた軸流タービンの一部の断面を示す図。 本発明に係るタービン動翼を前縁側から見たときの斜視図。 本発明に係るタービン動翼を前縁正面から見たときの平面図。 膨出部および凹陥部を含む、図２のＡ−Ａ断面を示す図。 タービン動翼の根元部における翼高さ方向に垂直な断面（図３のＢ−Ｂ断面）および膨出部始点における翼高さ方向に垂直な断面（図３のＣ−Ｃ断面）を示す図。 膨出部や凹陥部を有さない従来のタービン動翼の根元部における翼高さ方向のエネルギ損失分布を示す図。 図５に示されたＰ１およびＰ２を含む平面でタービン動翼を切ったときの断面をタービンロータ軸に垂直な平面に投影して示す図。 膨出部における翼背面の傾斜角度αに対するエネルギ損失を示す図。 図５に示されたＱ１およびＱ２を含む平面でタービン動翼を切ったときの断面をタービンロータ軸に垂直な平面に投影して示す図。 凹陥部における翼腹面の傾斜角度βに対するエネルギ損失を示す図。 一般的な軸流タービンのタービン段落の断面を示す図。 タービン動翼の出口側から見たときのタービン動翼を示す斜視図。 従来のタービン動翼をタービンロータの軸方向から見たときの平面図。 従来のタービン動翼の先端部の周方向の断面を示す図。 従来のタービン動翼の中央部の周方向の断面を示す図。 従来のタービン動翼の根元部の周方向の断面を示す図。 従来のタービン動翼の出口における出口流量分布を示す図。

符号の説明

１０…タービン動翼、１１…膨出部始点、１２…根元部、１３…前縁、１４…翼背面、１５…膨出部、１６…翼腹面、１７…凹陥部、１８…シュラウド、１９…凹陥部始点、２０…後縁端。

Claims (8)

1. タービンロータの外周に周方向に所定の間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であって、
   翼高さ方向の第１の位置から根元部の間において、スロート部より前縁側の翼背面が前記根元部に近づくとともに徐々に外側に突出する膨出部と、
   翼高さ方向の第２の位置から根元部の間において、前記根元部に近づくとともに徐々に翼腹面が翼背面側に凹陥する凹陥部と
   を備えることを特徴とするタービン動翼。
2. 翼高さ方向に垂直な前記タービン動翼の断面において、
   後縁端と接するタービンロータ軸に平行な直線と、前記膨出部の最も周方向に突出した翼背面と接するタービンロータ軸に平行な直線との間の距離が、前記翼高さ方向の第１の位置から前記根元部に向かって徐々に増加していることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
3. 翼高さ方向に垂直な前記タービン動翼の断面において、
   後縁端と接するタービンロータ軸に平行な直線と、前記凹陥部の最も周方向に凹陥した翼腹面と接するタービンロータ軸に平行な直線との間の距離が、前記翼高さ方向の第２の位置から前記根元部に向かって徐々に増加していることを特徴とする請求項１または２記載のタービン動翼。
4. 前記第１の位置が、前記根元部から５ｍｍ〜５０ｍｍであることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項記載のタービン動翼。
5. 前記第２の位置が、前記根元部から５ｍｍ〜５０ｍｍであることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼。
6. 前記根元部から前記第１の位置までの翼高さをＨｂ、前記根元部の翼高さ方向に垂直な前記タービン動翼の断面における、後縁端と接するタービンロータ軸に平行な直線と、前記膨出部の最も周方向に突出した翼背面と接するタービンロータ軸に平行な直線との間の距離をＬｒ、前記第１の位置の翼高さ方向に垂直な前記タービン動翼の断面における、後縁端と接するタービンロータ軸に平行な直線と、前記膨出部の最も周方向に突出した翼背面と接するタービンロータ軸に平行な直線との間の距離をＬｔとした場合、
   ３度≦ａｒｃｔａｎ｛（Ｌｒ−Ｌｔ）／Ｈｂ｝≦３０度
   の関係を満たすように構成されたことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載のタービン動翼。
7. 前記根元部から前記第２の位置までの翼高さをＨｆ、前記根元部の翼高さ方向に垂直な前記タービン動翼の断面における、後縁端と接するタービンロータ軸に平行な直線と、前記凹陥部の最も周方向に凹陥した翼腹面と接するタービンロータ軸に平行な直線との間の距離をＡｒ、前記第２の位置の翼高さ方向に垂直な前記タービン動翼の断面における、後縁端と接するタービンロータ軸に平行な直線と、前記凹陥部の最も周方向に凹陥した翼腹面と接するタービンロータ軸に平行な直線との間の距離をＡｔとした場合、
   ３度≦ａｒｃｔａｎ｛（Ａｒ−Ａｔ）／Ｈｆ｝≦３５度
   の関係を満たすように構成されたことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項記載のタービン動翼。
8. 請求項１乃至７のいずれか１項記載のタービン動翼をタービンロータの外周に周方向に所定の間隔をおいて列状に植設したことを特徴とする軸流タービン。

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