JP2012188957A - 軸流タービン - Google Patents

Abstract

【課題】動翼１枚当りの揚力を高めつつ、タービン段の反動度を高め、大きなタービン出力を得ることができる軸流タービンを提供する。
【解決手段】タービンステータとタービンロータ２２とからなるタービン段と、タービン段内に作動流体が流通する環状流路１０とを備えた軸流タービン１を、作動流体がタービンロータ２２の動翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、作動流体がタービンロータ２２の動翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも大きくなるように環状流路１０を設定する。
【選択図】図１

Description

本発明は、静翼と動翼とからなるタービン段を単数又は複数段備える軸流タービンに関する。

従来技術に係る軸流タービンは、環状のタービンケースを具備しており、このタービンケースは、ジェットエンジンにおける環状のエンジンケースの一部を構成するものである。また、タービンケース内には、単数又は複数段のタービンロータが軸方向（タービンケースの軸方向）に沿って回転可能に設けられており、各段のタービンロータは、軸心（タービンケースの軸心）周りに回転可能なディスク、及びこのディスクの外周面に等間隔に設けられ、且つエンジンケース内に形成された環状流路に、環状流路を横切るように配置された複数の動翼からなる動翼列を備えている。更に、タービンケース内には、単数又は複数段のタービンステータが軸方向に沿って単数又は複数段のタービンロータと交互に設けられており、各段のタービンステータは、周方向に等間隔に配設され、且つ環状流路に位置する複数の静翼からなる静翼列を備えている。

そして、軸流タービンを設計する際に、作動流体の回転軸方向に沿った速度成分（軸流速度）を一定とすることが、従来から一般的に行なわれている。つまり、静翼入口軸流速度をＶｘ１、静翼出口軸流速度（動翼入口軸流速度）をＶｘ２、動翼出口軸流速度をＶｘ３とすると、下記の数式１となる。

Ｖｘ１ ＝ Ｖｘ２ ＝ Ｖｘ３ ＝ Ｖｍ …数式１
また、環状流路内を流通する作動流体の流量は、どの流路断面でも一定となるが、軸流タービンの場合、各翼列出口の密度は入口よりも小さくなるので、数式２から、
（流量）＝（密度）×（軸流速度）×（環状流路断面積） …数式２
軸流速度を一定に保つ設計において、静翼入口環状流路断面積をＡ１、静翼出口環状流路断面積（動翼入口環状流路断面積）をＡ２、動翼出口環状流路断面積をＡ３とすると、数式３に示される大小関係となり、この場合の概念的な通路形状を、図１３に示す。

Ａ１ < Ａ２ < Ａ３ …数式３

特開平１１−２４１６０１号公報

上記の軸流タービンを備えたジェットエンジンについて、小型化、軽量化を図るために様々な開発が従来から続けられている。軸流タービンを小型化、軽量化するための手段として、１段あたりのタービン出力を大きくして、段数を減らし、全体の構造を簡素化することが考えられる。このような場合、１段あたりのタービン出力を大きくするには、作動流体の動翼列出口での速度を高めて旋回速度成分を大きくし、各タービン段の負荷（＝全エンタルピ降下）を高めることが必要になる。

また、ある決まった負荷の軸流タービンを軽量化するための手段として、翼１枚あたりの揚力（＝翼の背側と腹側の圧力差）を大きくして、翼枚数を減らすことが考えられる。動翼の場合は、翼枚数を減らすと動翼を取り付けるディスクの厚みも薄くできるので、軽量化の効果が大きくなる。

以上の負荷を上げる場合も揚力を上げる場合も、負圧側の速度を全体的に高くすることに繋がり、さらにその結果として負圧側における最高速度から負圧側後縁速度までの減速も大きくなって、圧力損失の増大を招き効率を低下させることになる。この効率低下を防ぐために、翼列の入口相対流入速度に対する出口相対流出速度の比を高くした速度三角形を選択して、背側における減速を低く抑える方法がある。この速度三角形を動翼側に適用した場合は、反動度（＝動翼の静エンタルピ変化／段の全エンタルピ変化）を高めた設計になり、これによって高負荷化、高揚力化すると効果的なタービン軽量化が可能になる。なお、図１２のような従来の設計手法では、平均径での反動度は０．３６程度であるが、反動度は０．５、又はそれよりやや高いところで効率が最大になるとされている。

そこで、図１２の従来の設計手法に対し、負荷及び環状流路形状を同じままに、高反動度化した例が、図１４に示されている。この設計手法では、動翼の入口相対速度Ｗ２に対する出口相対速度Ｗ３の比が大きくなることが特徴であり、この場合、従来設計の１．６６から２．０６に大きくなっている。この結果、反動度が０．５１８に改善されるが、動翼に対する入口相対流入角が６．４°減少した一方出口相対流出角が２°増えており、スタッガ角（翼弦と回転軸とのなす角）が８°程度大きくなる。多段タービンで同じ設計の段が繰り返されていると仮定すると、静翼の入口流入角は動翼出口流れと同じ流れ角になり、従来の設計に比べて５．５°大きくなる。一方静翼出口流れ角は１．３°減少しているので、静翼の転向角は４．２°大きくなる。

ところが、ディスクに動翼を差し込む構造の場合、ハブ側の流路壁となるプラットフォームの形状には構造的また強度的に制限があるとともに、そのプラットフォーム上に設置可能な翼のスタッガ角の大きさには限度がある。図１２の従来の設計の場合においても、スタッガ角の大きさにはこれ以上大きくする余裕が既に少なく、図１４の高反動度設計のようにスタッガ角が８°も大きくなる場合は成り立たなくなる。

以上のことから、スタッガ角が大きくなると、動翼をディスクの外周に取付けることが強度的に、又は構造的に不可能になってしまうため、反動度を大きくすることは困難であった。

そこで、本発明は、動翼１枚当りの揚力を高めるつつ、タービン段の反動度を高め、大きなタービン出力を得ることができる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、請求項１に記載した本発明の軸流タービンは、
タービンステータとタービンロータとからなるタービン段と、
該タービン段内に作動流体が流通する環状流路とを備えた軸流タービンであって、
前記作動流体が前記タービンロータの動翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、該作動流体が該タービンロータの動翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも大きくなるように、前記環状流路の断面形状が設定されたことを特徴とする。

請求項１に記載した本発明の軸流タービンによれば、作動流体が動翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、動翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも大きくなるように設定することで、タービンロータを構成する動翼のスタッガ角を大きくすることなく、タービンロータ出口での作動流体の速度を高めることができる。これにより、動翼１枚当りの揚力を高めることができるとともに、タービン段の反動度を高められるため、大きなタービン出力を得ることができる。

また、請求項２に記載した本発明の軸流タービンは、請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
環形状を有する外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内と、該外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内に配置される内周シュラウド、又は内周プラットフォームとの間で形成される環状の前記環状流路に、前記タービンロータの動翼列が配置され、
該タービンロータの動翼列出口における該環状流路の断面積が、該タービンロータの動翼列入口における該環状流路の断面積よりも小さく設定されたことを特徴とする。

請求項２に記載した本発明の軸流タービンによれば、動翼列出口における環状流路断面積が、動翼列入口における環状流路断面積よりも小さく設定されたことで、作動流体がタービンロータ出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、タービンロータ入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも大きくすることができる。

請求項３に記載した本発明の軸流タービンは、請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
前記作動流体が前記タービンステータの静翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、該作動流体が該タービンステータの静翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも小さくなるように、前記環状流路の断面形状が設定されたことを特徴とする。

請求項３に記載した本発明の軸流タービンによれば、作動流体がタービンステータの静翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、作動流体がタービンステータの静翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも小さくなるように、環状流路の断面形状を設定することで、軸流タービン内における作動流体の速度が過度に大きくなることを防止することができるため、高い効率で軸流タービンを稼働することができる。

請求項４に記載した本発明の軸流タービンは、請求項３に記載の軸流タービンにおいて、
環形状を有する外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内と、該外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内に配置される内周シュラウド、又は内周プラットフォームとの間で形成される環状の前記環状流路に、前記タービンステータの静翼列が配置され、
該タービンステータの静翼列出口における該環状流路の断面積が、該タービンステータの静翼列入口における該環状流路の断面積よりも大きくなるように設定されたことを特徴とする。

請求項４に記載した本発明の軸流タービンによれば、静翼列出口における環状流路断面積が、静翼列入口における環状流路断面積よりも大きく設定されたことで、作動流体がタービンステータ出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、タービンステータ入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも小さくすることができる。

請求項５に記載した本発明の軸流タービンは、請求項１、または請求項３に記載の軸流タービンにおいて、
前記タ−ビン段を直列に複数段備え、
前記タービンステータの静翼列入口を通過する際の前記作動流体の回転軸方向に沿った速度成分が、隣接する該タービンステータの静翼列入口を通過する際の該作動流体の回転軸方向に沿った速度成分と同じ大きさになるように、前記環状流路が設定されたことを特徴とする。

請求項５に記載した本発明の軸流タービンによれば、タービンステータの静翼列入口を通過する際の作動流体の回転軸方向に沿った速度成分が、隣接するタービンステータの静翼列入口を通過する際の作動流体の回転軸方向に沿った速度成分と同じ大きさになるように、環状流路断面形状を設定することで、軸流タービン内における作動流体の速度が過度に大きくなることを防止することができるため、全段にわたって高い効率で軸流タービンを稼働することができる。

本発明の軸流タービンでは、動翼１枚当りの揚力を高めつつ、タービン段の反動度を高め、大きなタービン出力が得られる。

本発明の第１実施形態に係る軸流タービンを構成する動翼を示す概要図である。 本発明の第１実施形態と既存の動翼の翼面速度分布を比較した図である。 本発明の第１実施形態と既存の動翼の圧力損失係数を比較した図である。 本発明の第１実施形態に係る軸流タービンを具備するジェットエンジンの構成を示す断面図である。 本発明の第１実施形態の別態様に係る動翼列入口と動翼列出口における速度三角形である。 本発明の第１実施形態の別態様に係る軸流タービンを構成する動翼を示す概要図である。 本発明の第２実施形態と既存の軸流タービンおける速度三角形で、（ａ）は静翼列入口、（ｂ）は動翼列入口、（ｃ）は動翼列出口における速度三角形である。 本発明の第２実施形態に係る概念的流路形状である。 本発明の第２実施形態と既存の動翼の翼面速度分布を比較した図である。 本発明の第２実施形態と既存の動翼の圧力損失係数を比較した図である。 本発明の第２実施形態と既存の静翼の圧力損失係数を比較した図である。 既存の軸流タービンおける速度三角形で、（ａ）は静翼列入口、（ｂ）は動翼列入口、（ｃ）は動翼列出口における速度三角形である。 既存の軸流タービンに係る概念的流路形状である。 従来の高反動化設計の軸流タービンおける速度三角形で、（ａ）は静翼列入口、（ｂ）は動翼列入口、（ｃ）は動翼列出口における速度三角形である。

＜第１実施形態＞
本発明の第１実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。

本発明の実施の形態に係る軸流タービン１は、航空機に搭載されるジェットエンジン５０のタービン部を構成している。ジェットエンジン５０は、環状の外周ケーシング５１と、外周ケーシング５１の環内に配置される内周ケーシング５２とからなるエンジンケース５３をベースとして具備しており、外周ケーシング５１と内周ケーシング５２との間に、環状の流路１２が形成され、流路１２内を作動流体が流通する。

また、ジェットエンジン５０は、流路１２内に取入れられた空気を圧縮するファン及び圧縮機５４と、圧縮された空気中で燃料を燃焼する燃焼器５５とを備え、燃焼器５５内で発生した高温高圧の燃焼ガスが作動流体として、軸流タービン１内に導入される。

軸流タービン１は、燃焼器５５の下流側に配置され、タービンステータ２１と、タービンステータ２１の下流側にジェットエンジン５０の中心軸周りに回転可能に設けられたタービンロータ２２とからなるタービン段１１を単数又は複数段（５段）備えている。

タービン段１１を構成する各タービンステータ２１は、外周ケーシング、又は外周シュラウド６１内に周方向に沿って等間隔で１列に静翼３５が配置された静翼列２５を備えている。燃焼ガスが通過するタービンステータ２１内の環状流路形状１３は、外周ケーシング、又は外周シュラウド６１、および内周ケーシング、又は内周シュラウド６２とによって囲まれた空間によって形成される。タービンステータ２１内の環状流路形状１３は、タービンステータ２１を通過した燃焼ガスを、適切な入射角度でタービンロータ２２に供給するように設定されている。また、タービンステータ２１内の環状流路形状１３は、燃焼ガスが静翼列入口２５ｉを通過する際の回転軸方向に沿った速度成分（軸流速度）は、直列する後段のタービン段１１のタービンステータ２１の静翼列入口２５ｉを通過する際の軸流速度と、動翼列出口２３ｏを通過する際の軸流速度と、同じ大きさになるように設定されている。つまり、隣接するタービンステータ２１の各静翼列入口２５ｉを通過する際の燃焼ガスの軸流速度が、皆同じ大きさになるように、環状流路形状１３が設定されている。なお、隣接するタービンステータ２１の各静翼列入口２５ｉを通過する際の燃焼ガスの軸流速度が、皆同じ大きさになるように、環状流路形状１３が設定されているが、実際の燃焼ガスの流れでは、ある程度ばらついてしまい、全く同じ大きさにはならないが、このばらつきは、平均すると同じほぼ大きさと言える程度である。

タービン段１１を構成する各タービンロータ２２は、ジェットエンジン５０の中心軸周りに回転自在に軸支された円形のディスク２６の円周上に、円周方向に沿って等間隔で１列に動翼３３が配置された動翼列２３を備えている。燃焼ガスが通過するタービンロータ２２内の環状流路形状１３は、外周ケーシング、又は外周シュラウド６１、および内周プラットフォーム６２とによって囲まれた空間によって形成される。タービンロータ２２内の燃焼ガスは、隣接する動翼３３間に形成される翼間流路１０を通過する間に、流れの向きを変えつつ膨張して、動翼３３の正圧面３３ｐに対して仕事をし、タービンロータ２２を回転させるように設定されているとともに、燃焼ガスが動翼列出口２３ｏを通過する際の軸流速度が、動翼列入口２３ｉを通過する際の軸流速度よりも大きくなるように設定されている。

なお、第２タービン段１１ｂ〜第４タービン段１１ｄの各タービンステータ２１内に形成される環状流路形状１３は、静翼列入口２５ｉから静翼列出口２５ｏにかけて徐々に環状流路断面積を拡げ、燃焼ガスが静翼列出口２５ｏを通過する際の軸流速度が、直前のタービンロータ２２の動翼列入口２３ｉを通過する際の軸流速度と、同じ大きさになるように、形成されている。

次に、従来からある既存のものに対して、タービン段負荷は同じままで、動翼１枚当りの揚力を変えることによって、動翼の翼枚数が変更された軸流タービン１について、翼間流路１０の形状変更に伴うコード長に対するマッハ数の変化を示したものが、図２である。これは、従来からある既存のものと、これに対してタービン段負荷、およびスタッガ角等はそのままに、（動翼列出口の環状流路断面積Ａ３）／（動翼列入口の環状流路断面積Ａ２）を１４％小さくした本実施形態とを、それぞれ準３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析により求め、比較している。解析条件として、本実施形態では、動翼列入口２３ｉから動翼列出口２３ｏに向かって環状流路断面積を徐々に狭めていき、既存のものと比べて（動翼列出口の環状流路断面積Ａ３）／（動翼列入口の環状流路断面積Ａ２）を１４％小さくしている。１４％小さくしたことによって、動翼列出口２３ｏの流路断面積が動翼列入口２３ｉの環状流路断面積Ａ２よりも小さくなっている。

図３に示される解析結果は、実線で示されるものが既存のもので、翼の入口流入速度に対する出口流出速度の比が１．７程度であるが、一点鎖線と破線で示されるものが本実施形態で、翼の入口流入速度に対する出口流出速度の比を２．２程度に高くしている。一点鎖線で示されるものは翼枚数が既存のものと同じで、動翼１枚当りの揚力を変えないでいるが、破線で示されるものは翼枚数を既存のものより２０％減らし、動翼１枚当りの揚力を大きくしている。これら各解析結果について、どれも動翼３３の前縁３３ｆ（入口側端部）からスロート２４（隣接する動翼３３間で間隔が最も狭い部位）に向かって、負圧面３３ｓ側の流速が増加し、スロート２４以降から後縁３３ｅ（出口側端部）に向かって、負圧面３３ｓ側の流速が減速する現象が確認できるが、翼枚数を変えない一点鎖線で示された本実施形態では、スロート２４以降から後縁３３ｅに向かって減速する領域が小さくなるとともに、減速する傾きも小さくなっている。また翼枚数を既存のものより２０％減らした破線で示された本実施形態では、負圧側の速度が全体的に高くなっているが、スロート２４以降から後縁３３ｅに向かっての減速の傾きは既存のものと同程度に収まっている。

以上のことは、図３に示される準３次元定常粘性ＣＦＤ解析による圧力損失係数の計算結果にそれらの効果を確認することができる。図３は、横軸が翼枚数を表して既存のものの翼枚数で正規化されており、縦軸が圧力損失係数を表して既存のものの圧力損失係数で正規化されている。図中の既存のもの以外は本実施形態で、翼枚数を変えた翼形状で圧力損失係数を計算して、それらの結果を図３の中で比較している。本実施形態で翼枚数を変えないもの（図２の一点鎖線に相当）の圧力損失が既存のものに比べて６．５％低減できている。スロート２４以降から後縁３３ｅに向かって減速する領域を小さくするとともに、減速する傾きも小さくしたことにより、圧力損失が低減できている。

本実施形態で翼枚数を２０％減らしたもの（図２の破線に相当）の圧力損失が既存のものに比べて１５．６％低減できている。動翼１枚当りの揚力が増したことにより、負圧側の速度が全体的に高くなって動翼１枚当りの圧力損失は増しているが、圧力損失を生み出す翼そのものの数が２０％減っているために、全体の圧力損失が低減する結果になっている。これは本実施形態においてスロート２４以降から後縁３３ｅに向かっての減速の傾きが既存のものと同程度に収めることができていることによって、動翼１枚当りの圧力損失の増加が小さく抑えられていることが効いている。

以上のことから、動翼列出口２３ｏの環状流路断面積Ａ３を動翼列入口２３ｉの環状流路断面積Ａ２よりも小さくすることで、燃焼ガスが動翼列出口２３ｏを通過する際の軸流速度が、動翼列入口２３ｉを通過する際の軸流速度よりも大きくなるため、スタッガ角等を変更することなく反動度が高められ、タービン段１段あたりの出力を高めることができ、また動翼１枚当りの揚力を高めることができ、小型化、軽量化した軸流タービンを実現することができる。また、圧力損失が低減することによって、より高効率な軸流タービンを実現することもできる。

さらに、燃焼ガスがロータ出口２２ｏを通過する際の軸流速度が、動翼３３と同一タービン段１１のステータ入口２２ｉを通過する際の軸流速度と、同じ大きさになるように、各タービン段の静翼列入口２５ｉの環状流路断面積Ａ１と静翼列出口２５ｏの環状流路断面積Ａ３を設定することで、軸流タービン内における作動流体の速度が過度に大きくなることを防止することができるため、軸流タービンを全段にわたって高効率に稼働することができる。

以上、本実施形態では、動翼列入口２３ｉから動翼列出口２３ｏまで環状流路断面積を徐々に狭めていくとしているが、下流方向に一律に狭める必要はなく、翼面速度分布が最適になるよう、下流方向に狭める度合いを変えてもよい。

次に、図５は、第１実施形態の別態様を示し、タービン段１１の出力を高めた軸流タービン１と、従来からある既存のものとにおける、動翼列入口２３ｉと、動翼列出口２３ｏの速度三角形をそれぞれ比較したものである。速度三角形の形状は、隣接する動翼３３間に形成される翼間流路１０の形状によって決まる。タービンロータ２２内の翼間流路形状は、動翼３３の翼断面形状、動翼３３の間隔、動翼３３の翼高さ（外周ケーシング、又は外周シュラウド６１と内周プラットフォーム６２との間隔）等で決まり、流量が同じである場合、翼断面形状が同一であっても、翼高さが変わることで、翼間流路断面積が変わり、通過する燃焼ガスの速度が変化する。

既存のものの速度三角形は、図５上に破線で示されるように、燃焼ガスが動翼列２３の出口を通過する際の軸流速度が、動翼列２３の入口を通過する際の軸流速度と同じ大きさになるように、動翼列２３が設定、配置されている。

これに対し、本実施形態の速度三角形は、図５上に実線で示されるように、翼断面形状はそのままに翼高さを出口で小さくし、翼間流路１０の断面積が既存のものよりも出口で小さくなるように設定されている。これによって、燃焼ガスが動翼列出口２３ｏを通過する際の軸流速度を、燃焼ガスが動翼列入口２３ｉを通過する際の軸流速度よりも大きくしている。これによって動翼列出口流出角を変えずに動翼列出口速度の旋回速度成分を高めることができ、スタッガ角を変えずにタービン段の負荷を高めることができることを示している。

そして、図５に示すような、速度三角形となるようにタービン段１１を構成し、タービン段１１の１段あたりの出力を高めることにより、図６に示すように、既存の条件では６段必要であったタービン段を３段に減らすことも可能になり、軸流タービン全体として構造が簡素化され、小型化、軽量化を図ることができる。なお、図６中、既存の軸流タービン１０１の構成が点線で示され、本実施形態の軸流タービン１の構成が実線で示されている。既存の軸流タービン１０１は、上流側から第１タービン段１１１ａ〜第６タービン段１１１ｆで構成されており、各タービン段１１１ａ〜１１１ｆはそれぞれタービンステータ１２１ａ〜１２１ｆとタービンロータ１２２ａ〜１２２ｆとで構成されている。また、本実施形態の軸流タービン１は、上流側から第１タービン段１１ａ〜第３タービン段１１ｃで構成されており、各タービン段１１ａ〜１１ｃはそれぞれタービンステータ２１ａ〜２１ｃとタービンロータ２２ａから２２ｃとで構成されている。

＜第２実施形態＞
次に、本発明の第２実施形態について図７から図１１を参照して説明する。上記第１実施形態と同様に、本実施形態についても流路形状を適合して、動翼相対流入角及び相対流出角が既存のものと同じまま、すなわち動翼のスタッガ角を変えることなく、反動度を高めることを意図している。

動翼列の入口相対速度に対する動翼列の出口相対速度の比は、図７に示すように、従来設計の１．６６から２．０７と、上記従来の流路形状を変えない高反動度設計と同等である。また静翼の転向角も従来設計のものより４．６°大きくなっており、これも上述の流路形状を変えない高反動度設計と同等としている。

そして、このような設計を行なった場合、概念的な通路形状は、図８に示すようになる。つまり、従来の設計手法では、静翼列入口２５ｉと静翼列出口２５ｏの各軸流速度が同じになるように、静翼出口環状流路断面積Ａ２が静翼入口環状流路断面積Ａ１よりも大きく設定されているが、本実施形態では、静翼列入口２５ｉの軸流速度が静翼列出口２５ｏの軸流速度よりも遅くなるように、静翼出口環状流路断面積Ａ２が静翼入口環状流路断面積Ａ１よりも大きく設定されている。また、静翼列出口２５ｏの軸流速度と動翼列入口２３ｉの軸流速度が一定になるように、同一段のタービンステータ２１とタービンロータ２２とをつなぐ流路の断面積は一定に設定されている。

さらに、従来の設計手法では、動翼列入口２３ｉと動翼列出口２３ｏの各軸流速度が同じになるように、動翼出口環状流路断面積Ａ３が動翼入口環状流路断面積（静翼出口環状流路断面積）Ａ２よりも大きく設定されているが、本実施形態では、動翼列入口２３ｉの軸流速度が動翼列出口２３ｏの軸流速度よりも早くなるように、動翼出口環状流路断面積Ａ３が動翼入口環状流路断面積Ａ２よりも小さく設定されている。また、タービンロータ２２と後段のタービンステータ２１とをつなぐ流路の断面積は、徐々に拡大し、タービンロータ２２と同一段の静翼列入口２５ｉの軸流速度と、後段の静翼列入口２５ｉの軸流速度が同じになるように後段の静翼入口環状流路断面積Ａ４が設定されている。

そして、既存の従来の設計と本実施形態の高反動度設計における動翼について、準３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析を行なった結果、コード長に対する翼面速度分布は、図９のようになる。ここで、高反動度設計については、同じ負荷で翼枚数を１０％減らした動翼の設計についても解析を行い比較している。実線で示されているものが反動度０．３６４の従来の設計のものである。また、一点鎖線で示されているものが、本実施形態のもので、反動度を０．５０３としつつ、動翼１枚当りの揚力が従来の設計と同様で、翼枚数も従来の設計と同じである。一点鎖線と破線で示されているものも本実施形態のもので、反動度を０．５０３としつつ、動翼１枚当りの揚力を大きくすることで、翼枚数を従来設計より１０％減らしている。

従来設計の場合は、動翼３３の前縁３３ｆ（入口側端部）から負圧面３３ｓ側の流速を増加させて、４５％コード長あたりで速度を最大にし、その後徐々に減速させて減速率を小さくしている。

これに対して高反動度設計の場合は、動翼３３の前縁３３ｆから７０％コード長あたりのスロート２４（隣接する動翼３３間で間隔が最も狭い部位）まで負圧面３３ｓ側の加速領域を伸ばすことができ、スロート２４以降から後縁３３ｅ（出口側端部）までの減速率も小さくすることができている。翼枚数を変えない一点鎖線で示された本実施形態では、この減速率は従来設計のものより小さく、また翼枚数が１０％少ない破線で示された本実施形態では、この減速率は従来設計のものに比べてやや大きい程度に収まっている。

以上の特徴については、図１０に示される準３次元定常粘性ＣＦＤ解析による圧力損失係数の計算結果にそれらの効果を確認することができる。図１０の横軸は翼枚数を表して従来設計のものの翼枚数で正規化されており、縦軸は圧力損失係数を表して従来設計のものの圧力損失係数で正規化されている。図中の従来設計のものの翼枚数における圧力損失係数を基準として、本実施形態では、翼枚数を変えて設計した翼形状について圧力損失係数を計算し、それらの結果を図１０の中で比較している。

本実施形態で翼枚数を変えないもの（図９の一点鎖線に相当）の圧力損失が、既存のものに比べて５．９％低減できている。スロート２４以降から後縁３３ｅに向かって減速する領域を狭くするとともに、減速率も小さくしたことにより圧力損失が低減できている。本実施形態で翼枚数を減らしていくと、１０％減らした（図９の破線に相当）ところで圧力損失が最小になっており、従来設計のものに比べて１２．４％低減できている。

動翼１枚当りの揚力が増したことにより、負圧側の速度が全体的に高くなって動翼１枚当りの圧力損失は増しているが、圧力損失を生み出す翼そのものの数が１０％減っているために、全体の圧力損失が低減する結果になっている。翼枚数を１０％以上減らすと今度は圧力損失が増しているが、これはスロート２４以降から後縁３３ｅに向かっての減速率が大きくなることによる圧力損失の増加が効いてくるためである。

図１１は、従来の設計と本特許実施の高反動度設計における静翼について、準３次元定常粘性ＣＦＤ解析を実施して、圧力損失係数の計算結果を比較している。高反動度設計では、従来設計に比べて転向角が４．６°大きくなっているが、圧力損失は従来設計のものと同程度にできている。これは、静翼の入口速度に対する出口速度の比が、従来設計の２．３３から２．０９に小さくなっているものの、未だ動翼の速度比と同程度に保たれており、負圧面側における減速の影響が小さいためである。

以上により、本実施形態の高反動度設計を行なうことで、動翼のスタッガ角を変えることなく、反動度を０．５０３まで上げることができる。これにより、動翼の圧力損失を低減すると共に翼枚数が削減でき、段として高性能化、軽重量化が図れる。なおこの設計は、いかなる負荷レベルにおいても同様の効果が期待できる。

１…軸流タービン
１０…流路
１１…タービン段
２１…タービンステータ
２１ｉ…ステータ入口
２１ｏ…ステータ出口
２２…タービンロータ
２２ｉ…ロータ入口
２２ｏ…ロータ出口
２３…動翼列
２４…スロート
２５…静翼列
３３…動翼
３３ｅ…後縁
３３ｆ…前縁
３３ｐ…正圧面
３３ｓ…負圧面
３５…静翼

Claims (5)

1. タービンステータとタービンロータとからなるタービン段と、
   該タービン段内に作動流体が流通する環状流路とを備えた軸流タービンであって、
   前記作動流体が前記タービンロータの動翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、該作動流体が該タービンロータの動翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも大きくなるように、前記環状流路の断面形状が設定されたことを特徴とする軸流タービン。
2. 請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
   環形状を有する外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内と、該外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内に配置される内周シュラウド、又は内周プラットフォームとの間で形成される環状の前記環状流路に、前記タービンロータの動翼列が配置され、
   該タービンロータの動翼列出口における該環状流路の断面積が、該タービンロータの動翼列入口における該環状流路の断面積よりも小さく設定されたことを特徴とする軸流タービン。
3. 請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
   前記作動流体が前記タービンステータの静翼列出口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分が、該作動流体が該タービンステータの静翼列入口を通過する際の回転軸方向に沿った速度成分よりも小さくなるように、前記環状流路の断面形状が設定されたことを特徴とする軸流タービン。
4. 請求項３に記載の軸流タービンにおいて、
   環形状を有する外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内と、該外周ケーシング、又は外周シュラウドの環内に配置される内周シュラウド、又は内周プラットフォームとの間で形成される環状の前記環状流路に、前記タービンステータの静翼列が配置され、
   該タービンステータの静翼列出口における該環状流路の断面積が、該タービンステータの静翼列入口における該環状流路の断面積よりも小さく設定されたことを特徴とする軸流タービン。
5. 請求項１、または請求項３に記載の軸流タービンにおいて、
   前記タ−ビン段を直列に複数段備え、
   前記タービンステータの静翼列入口を通過する際の前記作動流体の回転軸方向に沿った速度成分が、隣接する該タービンステータの静翼列入口を通過する際の該作動流体の回転軸方向に沿った速度成分と同じ大きさになるように、前記環状流路が設定されたことを特徴とする軸流タービン。

Images