JP2014015858A - 軸流タービン動翼 - Google Patents

Abstract

【課題】軸流タービンにおいて、端壁部近傍における流入角の半径方向変化を考慮し、翼幾何的入口角と作動流体流入角の向きをマッチさせることで、翼型損失を低減すると同時に、端壁部近傍の翼型の反り角を小さくし、端壁部近傍の翼負荷を下げることで、二次流れ損失を低減させることができる軸流タービン動翼を提供することを目的とする。
【解決手段】軸流タービンのタービン動翼であって、タービン翼の翼キャンバ線を前縁から上流側へ延長した半直線と、周方向のなす角を入口角αと定義し、タービン翼の翼キャンバ線を後縁から下流側へ延長した半直線と、周方向のなす角を出口角βと定義するとき、翼高さ方向の入口角αおよび出口角βの分布が翼ルート領域内において極大値を有し、翼先端領域内における変化率が翼ミッドスパン領域内における変化率よりも大きくなるように構成したことを特徴とするタービン動翼。
【選択図】 図１

Description

本発明は、軸流タービン、特に発電プラントのガスタービンや蒸気タービンなどに用いられるタービン動翼に関する。

近年、環境負荷低減の観点から、発電プラントの更なる発電効率向上が求められており、タービンの更なる高性能化が重要な課題になっている。タービン性能の支配的因子として、段落損失、排気損失、機械損失などが挙げられるが、特に、段落損失を低減することが性能向上に対し最も効果的であると考えられている。この段落損失には様々なものがあるが、大別して（１）翼形状そのものに起因する翼型損失、（２）翼間流路を横断する流れに起因する二次流れ損失、（３）作動流体が翼間流路外へと漏えいすることにより生じる漏れ損失、などがある。このうち、（１）の翼型損失は翼表面と作動流体との摩擦や、翼の幾何学的入口角と翼へ流入する作動流体流入角とのミスマッチに起因するはく離等によって生じる損失であり、タービン動翼上流に設けられるタービン静翼の流出角を考慮した設計を行うだけでは、端壁面の粘性の影響や、翼先端部から外部への漏れの影響による端壁面近傍における流入角の半径方向変化を考慮できておらず、効果的に翼型損失を低減できないという問題を有していた。

このような課題に対し、特許文献１では、タービン翼の翼幾何学的入口角度と作動流体流入角度とのミスマッチを防止する軸流タービンを提供することを目的とし、端壁部から翼高さ中央部に向かって翼幾何学的入口角を減少させる技術が提案されている。上記構成により、端壁部近傍の翼幾何学的入口角を作動流体流入角の方向と一致させることができ、翼型損失を低減させることができるとしている。

特開２００７−９７６１号公報

ところで、翼幾何学的入口角と作動流体流入角とのミスマッチは翼と端壁面境界層との干渉の一因にもなっており、翼型損失のみならず二次流れ損失を増加させる要因にもなっている。そのため、タービンの段落性能を効果的に改善するためには、翼型損失のみならず二次流れ損失を同時に低減することが重要となる。

しかし前記従来技術では、二次流れ損失と深く関連する翼の反り（流れの転向量）に関する記載はなく、段落性能を十分に引き出せていない可能性があった。

そこで本発明は、翼型損失と二次流れ損失を同時に低減し、タービンの段落性能を向上させることができる軸流タービン動翼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、本発明の軸流タービンのタービン動翼は、タービン動翼の翼キャンバ線を前縁から上流側へ延長した半直線と、タービン周方向がなす翼背側の角を入口角と定義し、タービン翼の翼キャンバ線を後縁から下流側へ延長した半直線と、タービン周方向がなす翼背側の角を出口角と定義したとき、各翼高さにおける入口角で規定される入口角分布が、翼ルート領域内において極大値を有し、翼先端領域内における入口角の変化率が翼ミッドスパン領域内における入口角の変化率よりも大きくなり、各翼高さにおける出口角で規定される出口角分布が、翼ルート領域内において極大値を有し、翼先端領域内における出口角の変化率が翼ミッドスパン領域内における出口角の変化率よりも大きくなるように翼形を形成したことを特徴としている。

本発明によれば、端壁部近傍における流入角の半径方向変化を考慮し、翼幾何的入口角と作動流体流入角の向きをマッチさせることで、翼型損失を低減すると同時に、端壁部近傍の翼型の反り角を小さくし、端壁部近傍の翼負荷を下げることで、二次流れ損失を低減させることができる。

本発明の第１の実施例に係る蒸気タービン動翼の斜視図である。 図１に示した蒸気タービン動翼を翼ルート部の断面および翼ルート部近傍の断面で切断した翼素断面を重ね合わせた説明図である。 本発明の第１の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の入口角分布を表すグラフである。 タービン動翼列上流からタービン動翼列に流入する蒸気の速度の半径方向分布を模式的に表す説明図である。 翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。 端壁および漏れの影響を考慮した、タービン動翼列上流からタービン動翼列に流入する蒸気の速度の半径方向分布を模式的に表す説明図である。 翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、端壁および漏れの影響を考慮した、速度三角形を模式的に表す説明図である。 本発明の第１の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の入口角および蒸気の流入角分布を表すグラフである。 本発明の第１の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の出口角分布を表すグラフである。 本発明の第１の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の反り角分布を表すグラフである。 一般的なタービン動翼列内で発生する二次流れを模式的に表す説明図である。 入口角、出口角、反り角の定義を表す説明図である。 本発明の第１の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の効率分布を表すグラフである。 本発明の第２の実施例に係るタービン動翼の翼ルート部の断面および翼ルート部近傍の断面で切断した翼素断面を重ね合わせた説明図である。 前縁形状の定義を表す説明図である。 本発明の第２の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の無次元前縁半径分布を表すグラフである。 本発明の第３の実施例に係るタービン動翼の翼ルート部の断面および翼ルート部近傍の断面で切断した翼素断面を重ね合わせた説明図である。 本発明の第３の実施例に係るタービン動翼の子午面断面図である。 本発明の第３の実施例に係るタービン動翼の翼高さ方向の軸コード長分布を表すグラフである。

以下、本発明の実施例について、適宜図面を用いて詳細に説明する。各図面を通して、同等の構成要素には同一の符号を付してある。

なお、以下に説明する各実施例は、本発明を蒸気タービン動翼に適用した例である。本発明の作動原理は作動媒体が異なるガスタービンであっても同様であり、本特許は軸流タービン一般に適用することが可能である。また、以下に説明する各実施例では、翼ルート側を中心に説明しており、翼先端側については一部省略している。

本発明の第１の実施例について説明する。図１は、本実施例に係る蒸気タービン動翼の斜視図である。図１は、タービン周方向に複数設けてなる翼列構造の一部を抜粋して表している。本実施例に係る蒸気タービンのタービン段落は、タービンロータ（図示せず）の周方向に複数枚設置されたタービン動翼１と、タービン動翼１の蒸気流れ方向上流側に、ダイヤフラム（図示せず）の内外輪間にタービン周方向に複数枚設置されたタービン静翼（図示せず）とから構成される。タービン動翼１はタービン半径方向内周側のプラットフォーム３を介してロータ（図示せず）に取り付けられ、タービン半径方向外周側の先端にはシュラウド４が設けられている。また、タービン動翼１の先端側に設けられたシュラウド４と、シュラウド４と対向する静止体との間にはシール構造（図示せず）が設けられている。

作動流体である蒸気主流は、タービン動翼１の蒸気流れ方向上流に設けられたタービン静翼から流出したのち、タービン動翼１に流入する。蒸気タービンは、タービン動翼１の上流側に設けられたタービン静翼から流出した蒸気主流を、タービン動翼１に流入させることでタービン動翼１とともにタービンロータを回転させ、タービンロータの端部に接続する発電機（図示せず）を介して回転エネルギーと電気エネルギーを変換することで発電を行うものである。

図２は図１に示したタービン動翼１の翼ルート部の翼素断面６、翼ルート部近傍の翼素断面５で切断したときの翼素断面形状を重ね合わせた概念図である。翼素断面とは、翼を翼高さ一定の面で切断した断面であり、フィレットを含まない翼型のことである。また、フィレットとは翼をプラットフォームおよびシュラウドと接合する際に、翼ルート部および翼先端部の翼型の外周に設ける翼面と端壁面を滑らかに繋ぐ部材のことである。本実施例では、図１と同様、翼ルート部の入口角および出口角は翼ルート部近傍の翼型より小さな入口角および出口角となっており、翼ルート部近傍の翼素断面５の前縁および後縁が腹側にせり出した形状になっていることが特徴的である。

本実施例の構成、動作の詳細を説明する。

図３は、翼ルート部から翼先端部までの半径差を翼長Ｈとしたとき、縦軸の翼ルート部から各翼素断面までの半径差ｙを翼長Ｈで除した無次元翼高さｙ／Ｈに対して、入口角αをプロットしたものである。入口角αは、図１２に示すように、翼素断面内において、タービン翼の翼キャンバ線２５を前縁から上流側へ延長した半直線２１と、周方向２０のなす角であり、翼背側（負圧面１６側）の角度である。また、説明の便宜上、無次元翼高さｙ／Ｈが０.０＜ｙ／Ｈ≦０.３の領域を翼ルート領域、無次元翼高さｙ／Ｈが０.３＜ｙ／Ｈ＜０.７の領域を翼ミッドスパン領域、無次元翼高さｙ／Ｈが０.７≦ｙ／Ｈ＜１.０の領域を翼先端領域と定義する。本実施例では、図３に示されるように、翼ルート領域内において入口角αが極大値を有するとともに、翼先端領域内における入口角αの変化率が翼ミッドスパン領域内における変化率よりも大きくなっていることが特徴的である。ここで、変化率とは、無次元翼高さｙ／Ｈで１回微分した値である。

実施例１の入口角αの分布曲線では、入口角αが、翼ルート領域内で翼ルート部から極大値に向かって増加し、翼先端領域において翼ルート部側から翼先端部に向かって減少するとともに、翼ルート部と翼先端部との間で凸状に分布している。

図４はタービン動翼列の上流からタービン動翼列に流入する蒸気の速度の半径方向分布の模式図である。図４において符号７を付した矢印はタービン動翼に流入する蒸気の絶対速度、符号９を付した矢印はタービン動翼の周速度、符号８を付した矢印はタービン動翼の周速度を考慮した動翼に流入する蒸気の相対速度を表す。図５は、翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。また、図６は、端壁および漏れの影響を考慮した、タービン動翼列の上流からタービン動翼列に流入する蒸気の速度の半径方向分布の模式図である。図６において、符号１０を付した破線は、粘性効果を考慮していないタービン動翼に流入する絶対速度、符号１１を付した矢印は、粘性効果を考慮したタービン動翼に流入する蒸気の絶対速度、符号１２を付した矢印は、粘性効果を考慮したタービン動翼に流入する蒸気の相対速度、符号１３を付した実線は粘性効果を考慮した蒸気の絶対速度分布をそれぞれ表す。図７は、端壁および漏れの影響を考慮した、翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。

図４および図５に示されるように、タービン動翼列において、タービン動翼列の上流側に設けられた静翼列からの流出角３２、絶対速度７が半径方向に一様であるという仮定のもと設計された場合でも、タービン動翼列に流入する相対的な流入角３３の半径方向分布は、タービン動翼列が回転している影響により各翼高さ位置において異なる流入角３３となる。さらに、実際の流れでは、図６および図７に示されるように、端壁近傍において流れが壁面から粘性の影響を受け、速度の遅い領域（境界層）が発達することや、翼先端部では翼端から作動流体が漏れることにより、翼先端側の流量が減少する（軸方向速度が欠損する）ため、端壁近傍の流入角３３は大きく変化する。そのため、流入角３３、絶対速度７が半径方向に一様であるという仮定のもと設計を行った場合、図８に示すように、翼幾何的入口角と作動流体流入角とのミスマッチが生じ、翼型損失の原因となる。

一方、本実施例のタービン動翼の場合、図３に示されるように、端壁部近傍の入口角を境界層流れの方向と一致するように大きくとっているため、図８に示すように翼幾何的入口角と実際の作動流体流入角とのミスマッチが緩和され、翼型損失の低減が可能である。

また、図９は縦軸の無次元翼高さｙ／Ｈに対して、翼の出口角βをプロットしたものである。出口角βは、図１２に示すように、翼素断面内において、タービン翼の翼キャンバ線２５を後縁から下流側へ延長した半直線２２と、周方向２０のなす角であり、正圧面１７側の角度である。本実施例では、図９に示されるように、翼ルート領域内において出口角βが極大値を有し、翼先端領域内における出口角βの変化率が翼ミッドスパン領域内における変化率よりも大きくなっていることが特徴的である。

さらに詳述すると、実施例１の出口角βの分布曲線では、出口角βが、翼ルート領域内で翼ルート部から極大値に向かって増加し、翼先端領域において翼ルート部側から翼先端部に向かって減少するとともに、翼ルート部と翼先端部との間で凸状に分布している。

さらに、図１０は縦軸の無次元翼高さｙ／Ｈに対して、翼の転向量を表す反り角γをプロットしたものである。反り角γは次式で表される。
γ＝α＋β−１８０° …（式１）

ここで、αは流入角、βは流出角である。本実施例では、図１０に示されるように、翼ルート領域内において反り角γが極大値を有し、翼先端領域内における反り角γの変化率が翼ミッドスパン領域内における変化率よりも大きくなっていることが特徴的である。また、反り角γは翼ルート部から極大値まで上昇し、極大値から翼先端部まで減少するとともに、翼ルート部と翼先端部との間で凸状に分布している。

図１１は、一般的なタービン動翼列内で発生する二次流れ１８の模式図である。簡略化のため、プラットフォームおよびシュラウドは図示を省略してある。図１１に示されるように、タービン動翼は翼腹側に形成される正圧面１７、および翼背側に形成される負圧面１６を有する。蒸気主流は、タービン動翼の翼前縁１４から流入し、正圧面１７と負圧面１６との間に形成される翼間流路を通過した後、タービン動翼の翼後縁１５へと流出する。蒸気主流が翼間流路を通過する際、翼間に流路の曲がり（流れの転向）による遠心力と釣り合うような圧力勾配が生じる。その際、端壁面近傍において、壁面からの粘性の影響により運動量を失った流れ（壁面境界層）は、翼間に生じた圧力勾配に逆らって流れることができず、負圧面側へと移動する。その結果、端壁面境界層は負圧面１６と干渉し、負圧面１６の翼ルート部および翼先端部のそれぞれにおいて、流路渦１９として、翼間流路内へと巻き上がり、損失の大きな流れを形成する。

特に、低アスペクト比翼で構成される翼列構造では、翼先端側および翼ルート側でそれぞれ発生した流路渦１９が互いに干渉し、損失の大きな流れを形成する。この流路渦１９は、本来タービン動翼が行うべき仕事の効率低下を招き、二次流れ損失の原因となる。

さらに、翼間流路における二次流れ１８の発生は、端壁部において翼型に沿わない流れを生じる要因となる。端壁部近傍の流れが翼型に沿わなくなることで、翼幾何学的出口角と作動流体流出角にズレ（偏差角）が生じるため、二次流れ１８の発生はタービン動翼下流側に設けられた、次段のタービン静翼への作動流体流入角の予測を難しくさせ、次段のタービン静翼の翼型損失を増大させる要因にもなる。

本発明の場合、図３および図９に示されるように、端壁部近傍の入口角αを小さくすることで入口角αを端壁面境界層内の流れの方向と一致させるとともに、出口角βも小さくすることで端壁部近傍の反り角γを小さくし、流れの転向を小さくしている。そのため、翼間に生じる圧力勾配が小さくなり、二次流れ１８を低減させることができる。その結果、翼と端壁面境界層との干渉が低減され、流路渦１９の成長を抑えることができ、二次流れ損失の低減に繋がる。

さらに、翼間に生じる圧力勾配が小さいということは、翼負荷（正圧面と負圧面の圧力差）が小さいということを意味している。この翼負荷は流体からタービンが得ている仕事と比例する関係にあるが、その一方で翼の流れに対する抵抗の大きさとも理解することができる。本発明では、端壁部近傍において、反りの小さな翼型を採用しているため、端壁部近傍の翼負荷、すなわち流れに対する抵抗が小さく、主流部よりも流れやすくなっていると言える。その結果、タービン動翼内の流れの流量配分は端壁部へ偏る形になり、境界層の発達を抑えることができ、二次流れ損失の低減に繋がる。

また、二次流れ量の低減により、端壁部近傍における偏差角を小さくすることができ、次段のタービン静翼の翼型損失の改善にも繋がる。

その一方で、反り角γを小さくした場合、その領域では、ほとんど流体から仕事を得ることができないため、反り角γを小さくする範囲を大きく取った場合、性能が逆に悪化する可能性がある。しかしながら、翼負荷を落としたことによる性能低下量よりも、二次流れ１８が抑制され、二次流れ損失が低減されたことによる性能向上量の方が上回ると推測され、本発明を適用することは段落性能全体の向上に繋がると言える。

したがって、本実施例により、翼型損失を低減させると同時に、二次流れ損失を低減させることができ、図１３に示すように、端壁面近傍の効率を改善することができる。その結果、タービン段落性能を向上させることができる。なお図１３において、実線が本発明、破線が従来の効率を表す。

半径方向に入口角αを調整する範囲は流入する境界層の厚さ、すなわち流れの状態に依存する。また、先に述べたように、反り角γを小さくする範囲を大きく取りすぎると性能が逆に悪化する可能性がある。以上のことを考慮すると、無次元翼高さｙ／Ｈが０.００＜ｙ／Ｈ≦０.２５の範囲を翼ルート領域とし、無次元翼高さｙ／Ｈが０.７５≦ｙ／Ｈ＜１.００の範囲を翼先端領域とし、翼ルート領域において入口角αおよび出口角βが極大値を持ち、翼先端領域において入口角αおよび出口角βの変化率が翼ミッドスパン領域の変化率よりも大きくなるように構成することが効果的であると言える。

本発明の別の実施例を図１４に示す。実施例１と異なる点を中心に説明する。

本実施例は、実施例１の端壁部近傍の翼素断面の前縁形状を鈍頭型にした例である。ここで、鈍頭な前縁とは、図１５に示すように、翼素断面の前縁における内接円の半径２６を当該翼素断面の内接円最大半径２７で除したものを無次元前縁半径Ｒｎとしたとき、この無次元前縁半径Ｒｎが０.５以上の前縁であることを意味する。

実施例１で述べたように、タービン動翼列に流入する流入角αの半径方向分布は、端壁部近傍において半径方向に大きく捩れた分布となっており、翼幾何的入口角と作動流体流入角とのミスマッチを防ぐためには、翼の入口角αが境界層流れの方向に一致するように、端壁部近傍の入口角αを大きくとることが望ましい。しかしながら、端壁部における入口角αの適正値は、壁面の影響による速度欠損度合い、すなわち境界層の発達度合いに依存する。そのため、端壁面境界層内の流れの方向と翼の入口角αを完全に一致させることは難しい。

本実施例では、実施例１の特徴に加えて、図１４に示されるように、翼ルート部の翼素断面２４における無次元前縁半径が翼ルート部近傍の翼素断面２３における無次元前縁半径よりも大きくとってあること、すなわち無次元前縁半径Ｒｎの変化率が翼ルート部において負かつ翼高さ方向の無次元前縁半径Ｒｎの変化が単調減少となるように構成していることが特徴的である。前縁が鈍頭であることにより、翼幾何学的入口角と作動流体流入角にズレ（インシデンス）がある場合においても、翼前縁に流入する流れは翼から剥離することなく翼に沿って流れるようになる。すなわち、翼型のインシデンス特性を改善することができる。

したがって、本実施例により、端壁部近傍の翼型のインシデンス特性を改善することができ、翼型損失をより一層効果的に低減することができる。

前記構成により、翼ルート部におけるインシデンス特性を改善することができる。しかしながら、翼幾何学的入口角と作動流体流入角のズレは翼ルート部のみならず翼先端部においても生じる。そのため、翼先端部においても同様の構成を取ることが望ましい。すなわち、図１６に示されるように、無次元前縁半径Ｒｎの変化率が翼ルート部において負、翼先端部において正であり、翼ルート領域の翼ルート部近傍において翼高さ方向の無次元前縁半径Ｒｎの変化が単調減少、翼先端領域の翼先端部近傍において翼高さ方向の無次元前縁半径Ｒｎの変化が単調増加するように構成することが効果的であると言える。なお、実施例２の例では無次元前縁半径分布は、翼ルート部と翼先端部の間で凹状に分布する。また、翼ルート部近傍とは、翼ルート領域内で、無次元翼高さｙ／Ｈが０.２５以内の範囲内であれば良い。また翼先端部近傍は、翼先端領域内で、無次元翼高さｙ／Ｈが０.７５以上の範囲内であれば良い。

前縁形状を多少なりとも鈍頭にすることは、確かにインシデンス特性の改善に繋がるが、その一方で、前縁形状を鈍頭にすることは、作動流体と翼面との接触面積が増大するため、翼面摩擦損失を大きくすることにも繋がる。そのため、翼面摩擦損失の増加量よりも翼型損失の低減量を大きくするためには、ある程度、前縁形状は大きくする必要がある。
以上のことを考慮すると、翼ルート部および翼先端部における無次元前縁半径Ｒｎが０.６≦Ｒｎとなるように構成することが効果的であると言える。

本発明の別の実施例を図１７に示す。実施例１と異なる点を中心に説明する。

本実施例は、実施例１の端壁部近傍の翼素断面の軸コード長を長くした場合である。軸コード長は翼の軸方向長さである。実施例１で述べたように、タービン動翼列間に生じる二次流れ１８は流路渦１９の発生を誘起し、二次流れ損失の要因となる。そのため、端壁部近傍の翼型では反りを小さくするなどの対策を講じることで、翼間の圧力差を小さく、すなわち翼負荷を小さくすることで二次流れ量を低減することが望ましい。

本実施例では、実施例１の特徴に加えて、図１７に示されるように、翼ルート部の翼素断面２９における軸コード長Ｃｘが翼ルート部近傍の翼素断面２８における軸コード長Ｃよりも大きくとってあること、すなわち軸コード長の変化率が翼ルート部において負かつ翼ルート領域における翼高さ方向の軸コード長の変化が単調減少となるよう構成していることが特徴的である。軸コード長を大きくとることは、その翼素断面に作用する単位長さ当たりの負荷を下げることに相当するため、軸コード長を長くすることで二次流れを抑制し二次流れ損失を低減することができる。さらに、翼ルート部の軸コード長を長くすることは翼ルート部における翼素断面積を大きくすることができ、タービン動翼が回転することにより生じる局所遠心応力を下げることができるため、強度の問題も改善される。

前記構成により、翼ルート部における二次流れによる損失および局所遠心応力による強度の問題を改善することができる。しかしながら、二次流れによる損失や局所遠心応力による強度の問題は翼ルート部のみならず翼先端部においても生じる。そのため、翼先端部においても同様の構成を取ることが望ましい。すなわち、図１９に示されるように、軸コード長の変化率が翼ルート部において負、翼先端部において正であり、翼ルート領域の翼ルート部近傍における翼高さ方向の軸コード長の変化が単調減少、翼先端領域の翼先端部近傍における翼高さ方向の軸コード長の変化が単調増加となるよう構成することが効果的であると言える。なお、実施例３の例では、軸コード長分布は、翼ルート部側から翼先端部側に向かって凹状に分布する。

その一方で、軸コード長を長くした場合、その領域では、作動流体と翼面との接触面積が増大するため、翼面摩擦損失が大きくなり、性能が逆に悪化する可能性がある。しかしながら、翼負荷を落としたことによる性能低下量よりも、二次流れ１８が抑制され、二次流れ損失が低減されたことによる性能向上量の方が上回ると推測され、本発明を適用することは段落性能全体の向上に繋がると言える。

したがって、本実施例により、端壁部近傍の翼型の翼負荷をさらに小さくすることができ、二次流れ量を低減することで二次流れ損失をより一層効果的に低減することができる。

本実施例では、図１８に示すように、端壁部近傍の軸コード長が長い翼型を、後縁位置が従来の後縁位置３１よりも下流側へせり出すように構成した例を代表例として示したが、必ずしも後縁位置を下流側へせり出す必要はなく、端壁部近傍の軸コード長が長い翼型の流れ方向の取り付け位置は問題ではない。

さらに、前述したように、軸コード長を長くすることで、翼面摩擦損失が大きくなり、性能が逆に悪化する可能性がある。以上のことを考慮すると、無次元翼高さｙ／Ｈの任意の範囲内における軸コード長の最大値を軸コード長さの最小値で除したものを局所軸コード長比Θとすると、無次元翼高さｙ／Ｈが０.００≦ｙ／Ｈ≦０.２５の範囲内における局所軸コード長比Θが１.０≦Θ≦１.５の範囲内であり、無次元翼高さｙ／Ｈが０.７５≦ｙ／Ｈ≦１.００の範囲内における局所軸コード長比Θが１.０≦Θ≦１.５の範囲内になるよう構成することが効果的であると言える。

１ タービン動翼
２ タービン静翼
３ プラットフォーム
４ シュラウド
５、２３、２８ 翼ルート部近傍の翼素断面
６、２４、２９ 翼ルート部の翼素断面
１４ 翼前縁
１５ 翼後縁
１６ 負圧面
１７ 正圧面
１８ 二次流れ
１９ 流路渦
２０ 周方向
２１、２２ 半直線
２５ 翼キャンバ線
２６ 前縁における内接円の半径
２７ 内接円最大半径
３２ 流出角
３３ 流入角

Claims (11)

1. 軸流タービンのタービン動翼であって、
   前記タービン動翼の翼キャンバ線を前縁から上流側へ延長した半直線と、タービン周方向がなす翼背側の角を入口角と定義し、タービン翼の翼キャンバ線を後縁から下流側へ延長した半直線と、タービン周方向がなす翼背側の角を出口角と定義するとき、
   各翼高さにおける前記入口角で規定される入口角分布が、翼ルート領域内において極大値を有し、翼先端領域内における前記入口角の変化率が翼ミッドスパン領域内における前記入口角の変化率よりも大きくなり、
   各翼高さにおける前記出口角で規定される出口角分布が、翼ルート領域内において極大値を有し、翼先端領域内における前記出口角の変化率が翼ミッドスパン領域内における前記出口角の変化率よりも大きくなるように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
2. 請求項１記載のタービン動翼であって、
   前記入口角分布が、前記翼ルート領域内において、翼ルート部から前記極大値まで増加し、前記翼先端領域内において、翼ルート部側から翼先端部に向かって減少し、翼ルート部と翼先端部との間で凸状に分布するとともに、
   前記出口角分布が、前記翼ルート領域内において、翼ルート部から前記極大値まで増加し、前記翼先端領域内において、翼ルート部側から翼先端部に向かって減少し、翼ルート部と翼先端部との間で凸状に分布するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
3. 請求項１または２に記載のタービン動翼であって、
   翼ルート部または翼先端部の少なくともいずれか一方の翼素断面の前縁形状が鈍頭型であることを特徴とするタービン動翼。
4. 請求項３に記載のタービン動翼であって、
   翼素断面の前縁における内接円の半径を、翼素断面の内接円最大半径で除したものを無次元前縁半径と定義したとき、
   前記鈍頭型の前縁形状を有する翼ルート部または翼先端部は、無次元前縁半径が０.６以上であることを特徴とするタービン動翼。
5. 請求項１乃至４のいずれか１項に記載のタービン動翼であって、
   翼素断面の前縁における内接円の半径を、前記翼素断面の内接円最大半径で除したものを無次元前縁半径と定義したとき、
   各翼高さにおける前記無次元前縁半径で規定される無次元前縁半径分布が、
   翼ルート部における無次元前縁半径の変化率が負、かつ翼ルート領域の翼ルート部近傍において翼ルート部から翼先端部側に向かって単調減少し、
   翼先端部における無次元前縁半径の変化率が正、かつ翼先端領域の翼先端部近傍において翼ルート部側から翼先端部に向かって単調増加するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
6. 請求項５に記載のタービン動翼であって、
   前記無次元前縁半径分布は、翼ルート部と翼先端部との間で凹状に分布するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
7. 請求項１または２に記載のタービン動翼であって、
   各翼高さにおける軸コード長で規定される軸コード長分布が、
   翼ルート領域の翼ルート部近傍において翼ルート部から翼先端側に向かって単調減少し、翼先端領域の翼先端部近傍において翼ルート部側から翼先端部に向かって単調増加するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
8. 請求項１または２に記載のタービン動翼であって、
   各翼高さにおける軸コード長で規定される軸コード長分布が、
   翼ルート部における前記軸コード長の変化率が負、かつ翼ルート領域の翼ルート部近傍において翼ルート部から翼先端側に向かって単調減少し、
   翼先端部における前記軸コード長の変化率が正、かつ翼先端領域の翼先端部近傍において翼ルート部側から翼先端部に向かって単調増加するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
9. 請求項８に記載のタービン動翼であって、
   前記軸コード長分布は、翼ルート部側と翼先端部側との間で凹状に分布するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
10. 請求項７乃至９のいずれか１項に記載のタービン動翼であって、
    翼ルート部から各翼素断面までの長さｙを翼長Ｈで除したものを無次元翼高さｙ／Ｈと定義し、
    無次元翼高さｙ／Ｈの任意の範囲内における軸コード長の最大値を軸コード長さの最小値で除したものを局所軸コード長比Θと定義するとき、
    無次元翼高さｙ／Ｈが０.００≦ｙ／Ｈ≦０.２５の範囲内における局所軸コード長比Θが１.０≦Θ≦１.５の範囲内であり、
    無次元翼高さｙ／Ｈが０.７５≦ｙ／Ｈ≦１.００の範囲内における局所軸コード長比Θが１.０≦Θ≦１.５の範囲内であることを特徴とするタービン動翼。
11. 請求項１乃至１０のいずれか１項に記載のタービン動翼であって、
    翼ルート部から各翼素断面までの長さｙを翼長Ｈで除したものを無次元翼高さｙ／Ｈと定義するとき、
    無次元翼高さｙ／Ｈが０.００＜ｙ／Ｈ≦０.２５の範囲を翼ルート領域とし、
    無次元翼高さｙ／Ｈが０.７５≦ｙ／Ｈ＜１.００の範囲を翼先端領域としたことを特徴とするタービン動翼。