JP2630701B2 - 対称翼型タービンのタービンロータブレード - Google Patents

対称翼型タービンのタービンロータブレード

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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ウエールズタービンと
称される、対称翼型タービンに用いるタービンロータブ
レードに関する。
【０００２】
【従来の技術】ウエールズタービンは、翼長方向に直角
な翼弦方向の断面で示される翼型が、該翼型を形成する
２個の翼形線をその翼型の翼弦線に対して対称とする対
称翼型のタービンロータブレードを備え、前記翼弦線を
タービン軸に垂直な面にその取付角を零度として前記タ
ービン軸に固定し、前記翼弦線を前記タービン軸に垂直
な面内において回転せしめる対称翼型タービンであるこ
とが周知である。タービンは、そのタービン軸に平行に
流れる気体流のエネルギを、タービンロータブレードに
よりタービン軸の回転エネルギに変換する動力発生機関
であるが、ウエールズタービンにおいてはその翼型が対
称翼型であり、かつ翼弦線をタービン軸に垂直な面にそ
の取付角を零度としてあるために、静止状態からの起動
にあたつては、非対称翼型のタービンロータブレードを
備えるタービンまたは対称翼型であつてもその取付角を
零度としないタービンロータブレードを備えたタービン
に比して起動性が悪い。
【０００３】しかしながら、これらのタービンを波力発
電装置の発電機駆動用タービンとして用いたときには、
波面の上昇時と波面の下降時とにおいては、タービンロ
ータブレードの周りを流れる空気流の方向は、タービン
軸方向に関しては互いに反対方向に反転するために、非
対称翼型のタービンロータブレードまたは取付角が零で
ない対称翼型のタービンロータブレードを備えたタービ
ンにおいては、タービン軸に平行な一方向に向う空気流
の有するエネルギ変換効率は大であつても、反対方向に
向う空気流の有するエネルギ変換効率は著るしく低下す
る傾向を生ずるのに対し、ウエールズタービンにおいて
は、対称翼型のタービンロータブレードの取付角を零度
としているため、前記タービン軸に平行である空気流の
有するエネルギ変換効率は、空気流の流れ方向が反転し
ても変化を生ぜず、かつ空気流の流れ方向が交番に変化
しても、常に起動時のタービンロータブレードの回転方
向を維持する点において、前記非対称翼型のタービンロ
ータブレードまたは取付角が零度でない対称翼型のター
ビンロータブレードを備えたタービンより有利であるこ
とも、周知である。
【０００４】一方、ウエールズタービンは、翼長方向に
直角な翼弦方向の断面で示される翼型が、図３に示すよ
うに、該翼型を形成する２個の翼形線をその翼型の翼弦
線に対して対称としたタービンロータブレードを備え、
前記翼弦線をタービン軸に垂直な面にその取付角を零度
として前記タービン軸に固定した対称翼型タービンであ
るため、前記タービン軸に平行に流れる気体流を前記翼
型の翼弦線に垂直に受けることとなるため、タービンロ
ータブレードによるエネルギ変換効率が気体流の何れの
方向にあつても４０％と低いという問題点があつた（特
開平２−６４２７０号公報参照）。
【０００５】図３はタービンロータブレードの翼長方向
に直角な翼弦方向の対称翼型を示し、該翼型は翼弦線３
に対称な第１の翼形線１と第２の翼形線２とにより形成
されている。気体流が図の下部から上方に向つてタービ
ンロータブレードの翼弦線３に垂直にあたつており、タ
ービンロータブレードが既に起動しており、タービンブ
レードと気体流との間の相対的気体流の方向は矢印４の
方向であつて、タービンロータブレードの翼型には迎え
角α、相対的気体流の方向（矢印４の方向）に垂直方向
に揚力Ｌと前記矢印４の方向に抗力Ｄが発生していると
する。このときタービンロータブレードの翼弦線３に投
影した揚力Ｌおよび抗力Ｄの成分Ｆｔ，Ｄｔと、前記翼
弦線３に垂直な揚力Ｌおよび抗力Ｄの成分Ｆａ，Ｄａと
から、前記タービンロータブレードのタービン軸周りの
推進力となる回転推力ＦＴとタービン軸方向に作用する
軸力ＦＡは、次の数１および数２であらわされる。
【数１】 ＦＴ＝Ｆｔ−Ｄｔ＝Ｌｓｉｎα−Ｄｃｏｓα
【数２】 ＦＡ＝Ｆａ＋Ｄａ＝Ｌｃｏｓα＋Ｄｓｉｎα
【０００６】特定の翼型の空気力学特性をあらわす係数
として揚力係数ＣＬと抗力係数ＣＤがあり、揚力係数Ｃ
Ｌおよび抗力係数ＣＤは迎え角αによりそれぞれ翼型に
固有の変化を示す。これらの係数を用いて前記回転推力
ＦＴの接線力係数Ｃｔ，回転軸力ＦＡの軸力係数Ｃａお
よび揚力Ｌと抗力Ｄとの関係をあらわすと、揚抗力比Ｌ
／Ｄはそれぞれ数３，数４および数５により示される。
【数３】 Ｃｔ≡ＣＬｓｉｎα−ＣＤｃｏｓα
【数４】 Ｃａ≡ＣＬｃｏｓα＋ＣＤｓｉｎα
【数５】 Ｌ／Ｄ＝ＣＬ（１／２）ρＶ２Ｓ／〔ＣＤ（１／２）ρＶ２Ｓ〕 ＝ＣＬ／ＣＤ＝ｃｏｔα ここに、ρは気体密度、Ｖは相対流速、Ｓはタービンロ
ータブレードの翼面積である。
【０００７】数５から明らかなとおり、ウエールズター
ビンのエネルギ変換効率を高めるには、タービンロータ
ブレードの翼型の空気力学特性と、タービンロータブレ
ードの回転に伴う相対的気体流との間の迎え角αとによ
り定まり、かつ揚抗比ＣＬ／ＣＤは迎え角αが小さいほ
ど大となり、タービン軸の回転数を大とし、かつエネル
ギ変換効率を増大せしめる傾向を示唆する。ところで図
１に示す対称翼型で取付角を零度とした場合の空気力学
特性は、迎え角αが零では揚力係数ＣＬは零で揚力を発
生せず、抗力Ｄのみ発生する。迎え角αが４．５度付近
以下では、抗力Ｄが大でロータブレードの回転力ＦＴは
十分でない。また迎え角αがほぼ４．５度以下となると
揚力係数ＣＬは大となるが、数５におけるｃｏｔαの値
の低下率が大となるところから、ウエールズタービンに
おいては迎え角αがほぼ４．５度以上を作動領域とせざ
るを得なくなり、エネルギ変換効率が悪いとされていた
ものと考えられる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】ところで、翼型を形成
する２個の翼形線をその翼弦線に対して対称とした対称
翼型のタービンロータブレードを、前記翼弦線をタービ
ン軸に垂直な面にその取付角を零度として前記タービン
軸に固定した対称翼型タービンは、該タービンの起動時
にはタービン軸に平行な気体流がタービンロータブレー
ドの翼弦線に垂直に当るため、何らかの措置を構じて起
動せしめる必要はあるものの、一旦起動した後において
は、当該タービンを作動せしめる気体流の流れ方向が交
番に反転する往復動流であつても、タービン軸の回転方
向は常に起動時の回転方向と同一方向に回転する特性が
あり、気体流の往復動の反転時に一時的に流速が零とな
つても、タービン軸はこれに固定されたタービンロータ
ブレードの慣性により起動時の回転方向と同一方向の回
転を維持し、さらに何れの気体流の流れ方向においても
同様のエネルギ変換効率を有するという利点がある。
【０００９】本発明は前記対称翼型タービンの特長を活
かして、そのエネルギ変換効率を向上すべく着想したも
のである。前記数３および数４によれば、翼型の接線力
係数Ｃｔおよび軸力係数Ｃａは前記翼型の空気力学特性
である揚力係数ＣＬ，抗力係数ＣＤおよび迎え角αによ
り大きく左右される。しかしながら特定の翼型について
の揚抗比ＣＬ／ＣＤと迎え角αとの関係は一定である。
従つてウエールズタービンにおける前記迎え角が４．５
度以下においては使用不可能とする問題点は、従来の対
称翼型タービンでは解決できない。そこで本発明は対称
翼型タービンのタービン軸に固定したタービンロータブ
レードの翼型として、２個の翼形線をその翼弦線に対称
とした特定の対称翼型を原型として選択し、この原型と
した翼型断面内に流体素子を形成し、対称翼型の前端縁
より導入した気体を、迎え角αの存在により前記対称翼
型の両翼形線で形成される両翼面に生ずる静圧の差異に
より偏向せしめて、前記両翼面に作用する静圧が高い側
の翼面を形成する翼形線に開口する気体吐出口の一方よ
り放出せしめ、これにより前記迎え角αに対応する前記
対称翼型に作用する揚力Ｌを、原型とした対称翼型に迎
え角αにおいて作用する揚力より大とせしめるとともに
揚抗比ＣＬ／ＣＤおよび接線力係数Ｃｔを増大せしめ
て、対称翼型タービンのエネルギ交換効率を向上せしめ
ることを目的とするものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明は上記目的を達成
すべくした対称翼型タービンのタービンロータブレード
に係るものであつて、翼型を形成する２個の翼形線をそ
の翼弦線に対して対称とした対称翼型をなすタービンロ
ータブレード１０を、前記翼弦線をタービン軸に垂直な
面にその取付角を零度として前記タービン軸に固定した
対称翼型タービンにおいて、前記タービンロータブレー
ド１０は、その翼型１１の内部に、該翼型１１の前端部
１５において前記翼弦線１２上に開口する気体導入路１
８、該気体導入路１８に前端を連通せしめて後方に拡開
する２個の内壁面１９，２０により形成される気体制御
室２１，該気体制御室２１の内壁面１９，２０に開口せ
しめるとともに前記翼型を形成する第１の翼形線１３お
よび第２の翼形線１４にそれぞれ前記翼弦線１２に関し
て対称の位置に開口せしめた第１の制御気体導入路２４
および第２の制御気体導入路２５，前記翼弦線１２に沿
つて形成されその先端が前記第１および第２の制御気体
導入路２４，２５の開口部の後方に位置するとともに、
その２個の外壁面２７，２８と前記気体制御室２１の内
壁面１９，２０の延長壁面２９，３０との間に第１の分
岐通路３１および第２の分岐通路３２を形成する分岐部
材２６を、前記翼型１１の前端部１５より順次形成す
る。
【００１１】本発明においては、前記制御気体室２１
（以下これを第１の制御気体室と称する）の後方に位置
する分岐部材２６（以下これを第１の分岐部材と称す
る）の後方位置において後方に拡開する２個の内壁面３
４，３５により形成される第２の気体制御室３３、前記
第１および第２の分岐通路３１，３２に連通するととも
に前記第２の気体制御室３３の内壁面３４，３５にそれ
ぞれ開口する第３の制御気体導入路３６および第４の制
御気体導入路３７、前記翼弦線１２に沿つて形成されそ
の先端が前記第３および第４の制御気体導入路３６，３
７の開口部の後方に位置するとともに、その２個の外壁
面３９，４０が前記第２の制御気体導入路３３の内壁面
３４，３５の延長壁面４１，４２との間に第３の分岐通
路４３および第４の分岐通路４４をそれぞれ形成する第
２の分岐部材３８、および前記翼型１１の後端部１６に
おいて前記第１の翼形線１３に開口され、前記第３の分
岐通路４３に連通する第１の気体吐出口４５と前記第２
の翼形線１４に開口され前記第４の分岐通路４４に速通
する第２の気体吐出口４６とを、前記翼型１１の前端部
１５より後端部１６の間に順次形成する。さらに本発明
の一実施態様として、前記第１の分岐部材２６の内部に
は、前記タービンロータブレードの翼長方向に圧力気体
源に連通せしめた噴射気体室５０を形成し、前記第１の
分岐部材２６の後部には、前記翼弦線１２に沿わせて前
記噴射気体室５０を前記第２の気体制御室３３の前端部
と連通せしめる通気路５１を形成せしめたことにより、
対称翼型タービンのタービンロータブレードのエネルギ
変換効率の向上を図ることができる。なお上記本発明の
説明には、本発明の実施例に示す対応構成に付した符号
を併記したが、符号の併記は本発明の理解を容易とする
ために行なつたものであり、本発明の構成を符号を付し
た図面に示す構成に限定しようとするものではない。
【００１２】
【作用】翼型を形成する２個の翼形線をその翼弦線に対
して対称とした対称翼型をなすタービンロータブレード
を、前記翼弦線をタービン軸に垂直な面にその取付角を
零度として前記タービン軸に固定した対称翼型タービン
においては、前記タービンロータブレードは前記タービ
ン軸の周りに等角度間隔を隔てて配設され、各タービン
ロータブレードは前記タービン軸に平行する方向を有す
る気体流を受けて該気体流の有するエネルギを前記ター
ビン軸の回転エネルギに変換する。タービンロータブレ
ードがタービン軸とともに静止しているときは、気体流
は、翼弦線をタービン軸に垂直な面にその取付角を零度
として固定され対称翼型のタービンロータブレードに対
し、一方の翼形線で形成されたタービンロータブレード
の翼面に、前記翼弦線に対する角度（迎え角）を９０度
として流れるが、タービンロータブレードがタービン軸
とともに回転中は、気体流の流速とタービンロータブレ
ードの回転速度との合成相対速度Ｖで、対称翼型に迎え
角αで当たる相対的気体流として流れる。
【００１３】一般に、対称翼型のタービンロータブレー
ドの場合、相対的気体流の流れ方向に対する前記迎え角
αがほぼ２０度以上であるときは、翼型に生ずる前記回
転推力Ｆｔに対する回転抗力Ｄｔの比率が大であつて、
対称翼型タービンのタービン軸の回転速度はあまり上昇
しない傾向がある。これは、気体流の当たる上流側の翼
面においては気体の流線が翼形線に滑らかに沿つて形成
されるのに対し、気体流の流れ方向に関して下流側の翼
面においては迎え角αが大でありすぎるため、流線の翼
面からの剥離点が対称翼型の前縁に近い位置に発生し、
回転抗力Ｄｔを大としているためである。しかしながら
前記迎え角αがほぼ２０度以下であるときは、翼型に生
ずる前記回転推力Ｆｔに対する回転抗力Ｄｔの比率が急
速に減少し、対称翼型タービンのタービン軸の回転速度
は急速に上昇する。これは気体流の前記下流側の翼面に
おける流線の剥離点が翼型の後縁に近い、失速のおそれ
のない位置に発生する状態に移行させたからである。
【００１４】本発明においては、気体流が、タービンロ
ータブレードの翼型の２個の翼形線で形成される翼面の
うち、第１の翼形線で形成される翼面に当たり、相対的
気体流が相対流速Ｖおよび迎え角αで流れてタービンロ
ータブレードを回転せしめている場合、気体流に対して
下流側の翼面（第２の翼形線により形成される翼面）に
作用して揚力Ｌの主成分となる負の静圧が大であり、上
流側の翼面（第１の翼形線により形成される翼面）に作
用する静圧との間に大なる圧力差を生ずる。一方、対称
翼型の回転方向の前縁部に作用する相対流速Ｖの相対的
気体流の動圧により、翼型の前端部において翼弦線上に
開口する気体導入路より気体制御室に気体流（これを導
入気体流と称する）が継続的に導入される。この導入気
体流は、上流側の翼面において第１の翼形線に開口する
第１の制御気体導入路から前記圧力差により継続的に導
入される気体流（これを制御気体流と称する）によつ
て、流体素子の原理に基き第２の翼形線の側に偏向せし
められ、分岐部材の第２の翼形線に沿う第２の分岐通路
には導入気体流と制御気体流とが合流した合流気体流が
流れる。
【００１５】さらに、前記気体制御室（第１の気体制御
室）と分岐部材（第１の分岐部材）のほかに、該第１の
分岐部材の後方位置に第２の気体制御室および第２の分
岐部材を形成しているので、第２の分岐通路に連通する
第４の制御気体導入路より第２の気体制御室に導入され
た前記合流気体流は、前記第４の制御気体導入路が前記
第２の気体制御室の後方に拡開する内壁面に開口せしめ
られていることにより、第２の分岐部材の前記第１の翼
形線の側に形成された第３の分岐通路に偏向せしめて導
入し、この合流気体流は、第１及び第２の気体吐出口の
うち前記上流側の翼面を形成する第１の翼形線の後端部
付近に開口する第１の気体吐出口より翼型の外部に向け
て放出する。即ち第１および第２の制御気体導入路のう
ち上流側の翼面に開口する制御気体導入路から制御気体
流が前記気体制御室に導入されたときは、噴射気体流は
第１および第２の気体吐出口のうち上流側の翼面に開口
する気体吐出口から放出されることとなる。本発明の一
実施態様においては、第１の分岐部材内に噴射気体室を
形成し、通気路により第２の気体制御室の前端部と連通
せしめているので、前記噴射気体室から第２の気体制御
室に噴出せしめた高圧高速の気体流（これを噴射気体流
と称する）は、第４の制御気体導入路から導入された合
流気体流により第３の分岐通路に偏向せしめ導入して、
第１の翼形線に開口する第１の気体吐出口より翼型の外
部に向けて放出する。この第１の気体吐出口から放出さ
れる合流気体流または噴射気体流は、翼型の上流側の翼
面に作用する正の静圧を高め、これにより翼型の下流側
の翼面に作用する負の静圧との差圧を大とし、原型とし
た対称翼型に迎え角αのときに作用する力に比して、翼
型の抗力Ｄを大とすることなく揚力Ｌを大とする。従つ
て対称翼型タービンのタービンロータブレードの高速回
転作動領域を迎え角αが２０度以上のところまで拡大す
る。同様に、相対的気体流の流れ方向に対する翼型の迎
え角αが４．５度以下の作動領域においては、翼型の前
端部に開口する気体導入路からの導入気体流の量が大と
なることにより揚力Ｌは一層増大し、前記タービンロー
タブレードの高速回転作動領域を前記迎え角αが４．５
以下のところまで拡大し、かつタービン軸の回転速度
を、前記原型とした対称翼型を用いたタービンロータブ
レードの場合より大とする。
【００１６】
【実施例】本発明は、翼型を形成する２個の翼形線をそ
の翼弦線に対して対称とした対称翼型をなすタービンロ
ータブレードを、前記翼弦線をタービン軸に垂直な面に
その取付角を零度として前記タービン軸に固定した対称
翼型タービンにおける、前記タービンブレードに関す
る。図１は本発明のタービンロータブレードの一実施例
を、前記翼弦線１２を含む翼長方向に垂直な面内におけ
る断面図を示す。タービンロータブレード１０は、前記
断面における翼型１１が、例えばＮＡＣＡ００２１の翼
型のようにその直線である翼弦線１２に対して対称とし
た第１の翼形線１３および第２の翼形線１４の２個の翼
形線により形成され、該翼型１１の前端部１５において
は前記２個の翼形線１３，１４が前記翼弦線１２上にお
いて円弧状をなして円滑に接続され、翼型１１の後端部
１６においては前記２個の翼形線１３，１４が前記翼弦
線１２上において鋭角をなして相互に接続し、かつ前記
翼弦線１２の任意の点において該翼弦線１２に垂直な線
が前記第１および第２の翼形線１３，１４と交わる点と
翼弦線１２間の距離は等しい、いわゆる対称翼型をな
す。
【００１７】前記翼型１１は、低速回転型の対称翼型タ
ービンの場合は、前記翼弦線１２に垂直方向の翼型１１
の厚さの最大部が前端部１５に近接した位置にある対称
翼型が好ましく、高速回転型の対称翼型タービンの場合
は、設計最高回転速度が大であればあるほど、前記翼型
１１の厚さの最大部を前記低速回転型のものより後端部
１６側に移動させた層流翼型とすることが好ましい。
【００１８】前記タービンロータブレード１０は、前記
翼型１１の前端部１５に近接した位置の翼型内部に第１
の気体制御室２１を形成し、翼型１１の前端部１５には
前記翼弦線１２上において翼型１１の外部に向け気体導
入口１７を開口するとともに前記第１の気体制御室２１
を前記気体導入口１７に連通する気体導入路１８を形成
する。前記第１の気体制御室２１は、前記気体導入路１
８との接続部から後端部１６側に向けて後方に前記翼弦
線１２から離れて次第に拡開する内壁面１９，２０と、
前記翼弦線１２に関し線対称の断面形状に形成されて前
記後端部１６に向けて延在する第１の分岐部材２６の前
端部との間に形成される。前記第１の分岐部材２６の前
記第１の気体制御室２１に面する前端部の外壁２２，２
３は、前記翼弦線１２上に位置する先端部より後方に至
るに従つて次第に翼弦線１２より離れて拡開する形状に
形成される尖頭形に形成されるとともに、これに続く外
壁面２７，２８は翼弦線１２にそれぞれほぼ平行に延
び、前記第１の気体制御室２１の内壁面１９，２０より
第１の翼形線１３および第２の翼形線１４にそれぞれ沿
わせて延長せしめた延長壁面２９，３０との間に、それ
ぞれ第１の分岐通路３１および第２の分岐通路３２を形
成する。
【００１９】前記第１の気体制御室２１の気体導入路１
８との連通部と、前記第１の分岐部材２６の前端部にお
ける外壁２２，２３の接合部との間の前記翼弦線１２に
沿う位置において、前記第１の気体制御室２１の内壁面
１９，２０にそれぞれ開口するとともに、前記第１およ
び第２の翼形線１３，１４に開口する第１の制御気体導
入路２４および第２の制御気体導入路２５が、前記翼弦
線１２に関して対称の位置に形成され、かつ前記第１お
よび第２の制御気体導入路２４，２５は、前記翼弦線１
２に垂直な共通の軸を有するものとする。
【００２０】前記第１の分岐部材２６の後端部１６側の
端部４７の後方に、第２の気体制御室３３を形成する。
該第２の気体制御室３３は、前記端部４７より翼型１１
の後端部１６側に向けて後方に前記翼弦線１２から離れ
て次第に拡開する該翼弦線１２に対称の内壁面３４，３
５と、前記翼弦線１２に線対称の断面形状に形成されて
前記後端部１６に達する第２の分岐部材３８の前端部と
の間に形成され、該分岐部材３８の前端部の前記第２の
気体制御室３３に面する前端部の外壁４８，４９は、前
記翼弦線１２上に位置する先端部より後方に至るに従つ
て次第に翼弦線１２より離れて拡開する尖頭形に形成さ
れる。
【００２１】前記第１の分岐部材２６の端部４７と前記
第２の分岐部材３８の前端部における外壁４８，４９の
接合部との間の前記翼弦線１２に沿う位置において、前
記第２の気体制御室３３の内壁面３４，３５には、それ
ぞれ前記第１の分岐通路３１および第２の分岐通路３２
の後流端と連通せしめた第３の制御気体導入路３６およ
び第４の制御気体導入路３７が、それぞれ前記翼弦線１
２に対称の位置にそれぞれの流路中心軸を前記翼弦線１
２にほぼ垂直に開口せしめられる。前記第２の分岐部材
３８の尖頭形先端部を形成する外壁４８，４９に続く外
壁面３９，４０はそれぞれ前記第１および第２の翼形線
１３，１４にほぼ平行に後端部１６に向つて延び、一方
前記第２の気体制御室３３の内壁面３４，３５より前記
２個の翼形線１３，１４にそれぞれ沿わせて延長せしめ
た延長壁面４１，４２との間に、それぞれ第３の分岐通
路４３および第４の分岐通路４４を形成する。
【００２２】この第３および第４の分岐通路４３，４４
の後流端は、それぞれ翼型１１の後端部１６の端縁に近
接した位置において第１および第２の翼形線１３，１４
上に開口する第１の気体吐出口４５および第２の気体吐
出口４６と連通せしめられ、前記第３および第４の分岐
通路４３，４４の前記気体吐出口４５，４６における流
路中心軸は、前記翼弦線１２に鋭角に交わり、かつ後端
部１６側に対称に拡開する方向にあるものとする。さら
に前記タービンロータブレード１０には、前記第１の分
岐部材２６の内部に、前記タービンロータブレード１０
の翼長方向（図１において紙面に関し垂直方向）に延在
せしめて噴射気体室５０を形成し、該噴射気体室５０を
任意の圧力気体源に連通せしめるとともに、前記噴射気
体室５０を形成した第１の分岐部材２６の端部４７に
は、前記翼弦線１２上に前記噴射気体室５０を前記第２
の気体制御室３３の前端部と連通せしめる通気路５１を
形成せしめる。
【００２３】図１において、第３および第４の制御気体
導入路３６，３７、第１の分岐部材２６に形成した噴射
気体室５０、第２の気体制御室３３、第２の分岐部材３
８ならびに第３および第４の分岐通路４３，４４を設け
ることなく、前記第１の分岐通路３１を直接第２の翼弦
線１４に開口する第２の気体吐出口４６に連通させ、前
記第２の分岐通路３２を直接第１の翼弦線１３に開口す
る第１の気体吐出口４５に連通せしめた構成のものを考
える。前記タービンロータブレード１０には図１の矢印
Ｐの方向を有する気体流が該タービンロータブレード１
０の翼弦線１２に垂直に供給されており、図３によつて
説明したように前記タービンロータブレード１０が前記
翼弦線１２を含む面内においてタービン軸を中心として
回転しており、前記矢印４に示す気体流のタービンロー
タブレード１０に対する相対流速Ｖにより、該タービン
ロータブレード１０に回転推力ＦＴが発生しているとす
る。このとき翼型１１における矢印Ｐで示す気体流の方
向に関して上流側の翼形線１３により形成される翼面に
は正の静圧が、下流側の翼形線１４により形成される翼
面には負の静圧が作用している。タービンロータブレー
ド１０の回転方向の前端縁である翼型１１の前端部１５
には、前記翼弦線１２上に第１の気体制御室２１に連通
する気体導入路１８の気体導入口１７が開口しているの
で、タービンロータブレード１０の回転に伴い、前記気
体導入口１７および気体導入路１８を介して、動圧を伴
つた気体流（以下導入気体流という）が矢印６１で示す
ように第１の気体制御室２１に導入される。
【００２４】翼形線１３および翼形線１４で示される各
翼面には、前記第１の気体制御室２１にそれぞれ連通す
る第１および第２の制御気体導入路２４，２５が、翼弦
線１２に対称な位置において該翼弦線１２に垂直な共通
の軸を持つて形成されているから、前記各翼面に作用す
る静圧の差により、上流側の翼形線１３により形成され
る翼面に開口する第１の制御気体導入路２４から、前記
翼弦線１２に垂直方向に正の静圧を伴つた気体流（以下
制御気体流という）が、破線の矢印６２に示すように前
記第１の気体制御室２１に導入される。この制御気体流
により導入気体流は第１の分岐部材２６の前端部に到達
する前に、図１において１点鎖線の矢印６３で示すよう
に、矢印Ｐで示す気体流の方向に関して下流側の翼形線
１４により形成される翼面側に偏向せしめられ、前記翼
形線１４側の内壁面２０に接触し、さらに該内壁面２０
の延長壁面３０と前記第１の分岐部材２６の翼形線１４
側の外壁面２８との間に形成された第２の分岐通路３２
に流入せしめられる。
【００２５】前記第２の分岐通路３２は第１の翼形線１
３に開口する第１の気体吐出口４５に、第１の分岐通路
３１は第２の翼形線１４に開口する第２の気体吐出口４
６にそれぞれ連通せしめられているとすれば、第２の分
岐通路３２に偏向流入せしめられた導入気体流は、前記
翼型１１の後端部１６に近接して上流側の翼面を形成す
る翼形線１３に開口している第１の気体吐出口４５よ
り、１点鎖線の矢印６５で示す方向に翼型１１の外部に
向けて吐出される。即ち、気体導入路１８から第１の気
体制御室２１に導入された導入気体流は、矢印Ｐで示す
気体流の流れ方向に関して上流側の翼面に開口する第１
の制御気体導入路２４から導入された制御気体流により
流体素子の原理により第２の分岐通路３２側に偏向せし
められ、かつ制御気体流と合流した合流気体流として上
流側の翼面に開口する第１の気体吐出口４５から吐出さ
れる。
【００２６】上記導入気体流は、図１の面内における断
面がそれぞれ異なる前記気体導入路１８、気体制御室２
１、分岐通路３２を経由することによつて、気体導入路
１８に導入されたときの動圧は失われるが、制御気体流
と合流した合流気体流として前記断面内において気体導
入口１８とさほど断面積が異ならない気体吐出口４５か
ら吐出される気体流は正の静圧を維持しており、翼型１
１の上流側翼面の後端部１６の近傍において吐出される
から、前記気体導入路１８、気体制御室２１および分岐
通路３２を設けない原型とした対称翼型のタービンロー
タブレードに比し、矢印Ｐで示す気体流の流れ方向に関
し上流側の翼面に作用する正の静圧を前記合流気体流の
吐出分だけ増大させ、これにより下流側の翼面に作用す
る負の静圧との差を大とし、その分だけ翼型１１に生ず
る揚力Ｌを大とするものであつて、しかも翼型１１の抗
力Ｄを増大させることはないから、前記原型とした対称
翼型のタービンロータブレードに比し、高速回転作動領
域を拡大することができ、エネルギ変換効率を増大する
ことができるものである。
【００２７】上記の説明から明らかなように、前記翼型
１１の内部に形成した第１の気体制御室２１、第１の分
岐部材２６および第１および第２の分岐通路３１，３２
は、翼弦線１２に関し対称形成されており、気体導入路
１８より導入した導入気体流を、第１および第２の制御
気体導入路２４，２５のうち翼型１１の上流側の翼面に
位置する制御気体導入路から導入した制御気体流によ
り、前記翼型１１の上流側の翼面の後端部１６より吐出
せしめる純流体増幅素子型の流体素子を構成することが
明らかである。本発明の一実施態様においては、前述し
た前記第１の分岐部材２６の内部に噴射気体室５０を形
成し、該噴射気体室５０を任意の圧力気体源に連通せし
めるとともに、前記第１の分岐部材２６の端部４７に
は、前記翼弦線１２上に前記噴射気体室５０を前記第２
の気体制御室３３の前端部と連通する通気路５１を形成
せしめ、前記噴射気体室５０から通気路５１を介して第
２の気体制御室３３に噴出される気体流を第３および第
４の制御気体導入路３６，３７の何れか一方より導入し
た制御気体流により、第３および第４の分岐通路４３，
４４の何れか一方に偏向せしめる純流体増幅素子型の流
体素子を形成しているから、このタービンロータブレー
ド１０においては前記流体素子の特長を利用してさらに
翼型１１の揚力Ｌを大とすることが可能である。即ちタ
ービン軸に平行に矢印Ｐの方向に気体流が流れており、
翼型１１に対する気体流の相対流速がＶであり、該ター
ビンロータブレード１０に回転推力ＦＴが発生していた
場合、前述したように気体流入路１８より第１の気体制
御室２１に導入された導入気体流は、上流側の翼形線１
３において開口している第１の制御気体導入路２４から
導入された制御気体流により下流側の翼形線１４に沿つ
た第２の分岐通路３２に偏向せしめられて導入され、第
４の制御気体導入路３７より第２の気体制御室３３に吐
出される。
【００２８】前記第１の分岐部材２６の内部に形成され
た噴射気体室５０に圧力気体源より加圧加速された気体
流（以下噴射気体流という）が供給されているときは、
この噴射気体流は通気路５１を介して前記第２の気体制
御室３３に噴出せしめられる。該第２の気体制御室３３
には該室３３の内壁面３５に開口する第４の制御気体導
入路３７より合流気体流が吐出されているので、前記噴
射気体流は流体素子の原理により第３の分岐通路４３側
に偏向せしめられ、合成気体流とともに上流側の翼形線
１３に沿つた第３の分岐通路４３に導入され、上流側の
翼形線１３上に開口する気体吐出口４５から矢印６５の
方向に吐出される。本実施態様の場合は前記噴射気体室
５０より供給される噴射気体流が前記合流気体流ととも
に気体吐出口４５から吐出され、タービンロータブレー
ド１０の翼型１１の上流側の翼面の正の静圧を増大させ
るので、噴射気体室５０を形成しない前記実施例の場合
に比して翼型１１に生ずる揚力Ｌを一層大とし、タービ
ンロータブレード１０の翼型１１に対する相対流速Ｖの
相対気体流に対する翼型１１の迎え角αが小なる範囲に
あつても相当の揚力Ｌを発生させることができ、回転推
力ＦＴを得ることができ、かつ迎え角αが小なることに
より回転抗力ＤＴ（数１，数２参照）も小であるので、
タービン軸を極めて高速で回転せしめることを可能と
し、タービンのエネルギ変換効率を極めて増大させるこ
とができる。
【００２９】以上の説明において、気体流の方向を図１
の紙面上において下方から上方に向う矢印Ｐの方向のも
のとして説明したが、タービンロータブレード１０の翼
型１１は対称翼型をなし、その翼弦線をタービン軸に垂
直に、その取付角を零度として前記タービン軸に固定し
たものであるから、気体流の流れ方向が図１の紙面上に
おいて上方から下方に向うタービン軸に平行な矢印Ｑの
方向の気体流である場合も、タービンロータブレードの
回転方向は同一で前記と同様の揚力Ｌの増大およびエネ
ルギ変換効率の増大をなし得ることは極めて自明であ
る。前記噴射気体室５０に供給される噴射気体が高圧高
速の噴射気体流である場合には、前記気体吐出口４５か
ら吐出される合流気体流と合流した噴射気体流は前記矢
印６５の方向に流速を保有する気体流となり、航空機の
翼のトレーリングエツジ付近よりジエツト気流で噴射し
て形成するいわゆるジエツトフラツプに近似した性質の
気体流となつて一層翼型１１に発生する揚力を増大せし
める。しかも金属板状体で構成する通常のフラツプ板と
異なつて大なる抗力Ｄを生じないので、タービン軸の高
速回転およびタービンのエネルギ変換効率の向上に有効
である。なお、前記噴射気体室５０が連通せしめられる
圧力気体源は任意のものでよいが、本発明のタービンロ
ータブレードを用いた対称翼型タービンのタービン軸と
同心的または並列的に設けられるマコーミツク衝動ター
ビンあるいはバビンチエフ衝動タービン等によつて駆動
される遠心式圧縮機の吐出側が好ましい。なおマコーミ
ツク衝動タービンおよびバビンチエフ衝動タービンは対
称翼型タービンとともに気体速度が同一の気体流中に併
置すると、対称翼型タービンの起動する気体速度より低
い気体速度ですみやかに起動するから、これら衝動ター
ビンにより駆動される遠心式圧縮機を圧力気体源とした
場合、該圧力気体源から噴射気体室５０に供給される高
圧高速気体を前記タービンロータブレード１０の気体吐
出口４５，４６より吐出せしめて、対称翼型タービンの
起動を早めることもできる。図２は、本発明のタービン
ロータブレードの他の実施例の要部を断面で示すもので
ある。図１に示す実施例の翼型１１内に構成された流体
素子は純流体増幅素子型のものであつたが、本実施例は
機械素子型の流体素子としたものである。
【００３０】本実施例において図１に示す実施例と同一
部分には同一の符号を付して、その説明は省略する。図
２において符号７１は第１の分岐部材２６の前端部に第
１の気体制御室２１内まで翼弦線１２に対称に付設した
スプール支持部であつて、該スプール支持部７１には前
記第１の制御気体導入路２４および第２の制御気体導入
路２５と同軸に円筒形の孔壁を有するスプール支承孔７
２を、その中心軸を前記翼弦線１２に垂直として貫通形
成せしめる。第１の気体制御室２１の内壁面１９，２０
には、前記スプール支承孔７２と同一の内径を有する有
底孔７３，７４を、それぞれ前記内壁面１９，２０に開
口せしめて前記スプール支承孔７２と同軸に形成し、前
記有底孔７３，７４をその底部においてそれぞれ前記第
１および第２の制御気体導入路２４，２５に連通せし
め、前記スプール支持孔７２にはスプール７５を軸方向
に摺動自在に支承せしめる。前記スプール７５は、気体
流の流れ方向が矢印Ｐの方向であるとき、翼型１１の上
流側の翼面を形成する翼形線１３に開口する第１の制御
気体導入路２４に作用する正の静圧が一端に作用して、
他端を下流側の翼面を形成する翼形線１４に開口する第
２の制御気体導入路２５と連通する有底孔７４内に位置
せしめる第１の位置に位置せしめられ、前記スプール７
５には、この第１の位置にあるとき前記気体導入口１８
を第２の分岐通路３２に連通せしめる通孔７６と、一端
において該通孔７６に開口し他端において前記第１の制
御気体導入路２４と連通する有底孔７３内に開口する軸
孔７７とが形成される。また前記スプール７５は、気体
流の流れ方向が前記矢印Ｐとは逆方向の矢印Ｑの方向で
あるとき、翼型１１の上流側の翼面を形成する翼形線１
４に開口する第２の制御気体導入路２５に作用する正の
静圧が一端に作用して、他端を下流側の翼面を形成する
第１の翼形線１３に開口する第１の制御気体導入路２４
と連通する有底孔７３内に位置せしめる第２の位置に位
置せしめられ、前記スプール７５には、この第２の位置
にあるとき、前記気体導入路１８を第１の分岐通路３１
に連通せしめる通孔７８と、一端において該通孔７８に
連通し、他端において前記有底孔７４内に開口する軸孔
７９とが形成される。
【００３１】上記実施例によるときは、タービンロータ
ブレード１０に対する気体流の流れ方向が矢印Ｐに示す
方向であるときは、機械素子型の流体素子の可動部材で
あるスプール７５は、翼型１１の上流側の翼面を形成す
る翼形線１３に開口する第１の制御気体導入路２４に作
用する正の静圧により前記第１の位置に位置せしめら
れ、これにより前記第２の分岐通路３２はスプール７５
の通孔７６を介して第１の気体制御室２１に連通せしめ
られるが、第１の分岐通路３１と第１の気体制御室２１
との連通は前記スプール７５により遮断されるから、気
体導入路１８から導入された導入気体流は１点鎖線６６
に示すように第２の分岐通路３２に導かれるとともに、
破線６７で示される制御気体流と合流して、図において
は省略した上流側の翼面を形成する翼形線１３に開口す
る気体吐出口４５から吐出され、図１に示した実施例と
同様に機能する。気体流の流れ方向が矢印Ｑで示す方向
であるときは前記スプール７５は前記第２の位置に位置
し、気体導入路１８から導入した導入気体流を第１の分
岐通路３１に導き、第２の制御気体導入路２５から導入
した制御気体流と合流して、上流側の翼面を形成する翼
形線１４に開口する気体吐出口４６（図２には図示せ
ず）から吐出することとなる。即ち本実施例は図１に示
す実施例の流体素子とは流体素子の形式が異なるのみ
で、流体素子が気体導入路１８から導入した導入気体流
および翼型１１の上流側の翼面を形成する翼弦線に開口
する制御気体導入路から導入した制御気体流の合流気体
流を、前記上流側の翼面を形成する翼形線に後端部付近
において開口する気体吐出口より吐出させるものである
から、図１に示す実施例の流体素子と同一の作用効果を
奏するものである。なお本実施例において図示は省略し
たが、図１に示すように第１の分岐部材２６内に噴射気
体室５０を形成し、該噴射気体室５０を第２の気体制御
室３３と通気路５１により連通せしめる変形例を構成で
きることは勿論である。
【００３２】
【発明の効果】本発明は、翼型を形成する２個の翼形線
をその翼弦線に対して対称とした対称翼型をなすロータ
ブレードを、前記翼弦線をタービン軸に垂直な面にその
取付角を零度として前記タービン軸に固定した、対称翼
型タービンにおけるタービンロータブレードに係る。上
記対称翼型タービンは、タービン軸に平行な流れ方向を
有する気体流のエネルギをタービン軸の回転エネルギに
変更する動力発生機関であるが、前記タービンロータブ
レードを形成する対称翼型の内部に流体素子を構成する
ことにより前記翼型の気体流に対し上流側の翼面の後部
付近に前記翼型内より気体を放出せしめて該翼面に作用
する静圧を高め、これにより同一条件において原型とす
る対称翼型より大なる揚力を発生せしめて対称翼型ター
ビンのエネルギ変換効率を大とするもので、さらにター
ビンロータブレードが対称翼型であり、かつ取付角を零
度としているため、前記タービン軸に平行な流れ方向の
気体流が、その流れ方向を逆転したときにおいても、タ
ービン軸の回転方向を一方向に維持し、かつ正逆の流れ
方向においてもタービンロータブレードのエネルギ変換
効率が等しいため、波力発電機駆動用のタービンにおけ
るタービンロータブレードとして有用である。
【００３３】本発明においては、前記対称翼型の内部
に、該翼型の前端部において前記翼弦線上に開口する気
体導入路、該気体導入路に前端を連通せしめて後方に拡
開する内壁面により形成される第１の気体制御室、該気
体制御室の後方に分岐部材を、前記翼弦線に沿わせて翼
型内に配設し、前記２個の翼形線のうち第１の翼形線上
に第１の制御気体導入路を、第２の翼形線上に第２の制
御気体導入路をそれぞれ開口せしめて第１の気体制御室
に速通させ、前記第１の気体制御室の後方には、第１の
翼形線側においては第１の分岐通路、第２の翼形線側に
おいては第２の分岐通路を前記分岐部材の両側において
それぞれ連通させ、前記第２の分岐通路を第１の翼形線
に開口する第１の気体吐出口に、また第１の分岐通路を
第２の翼形線に開口する第２の気体吐出口に、それぞれ
連通せしめられているから、第１発明のタービンロータ
ブレードが気体流と相対運動をしている状態を流体力学
的に観察すると、前記翼型の前端部に開口する気体導入
路から翼型内に導入した気体流を、前記翼型の上流側翼
面に開口せしめた制御気体導入路から導入した制御気体
流により偏向せしめて前記翼型の上流側翼面に開口せし
めた気体吐出口から吐出せしめる流体素子が翼型内に構
成されている状態となる。
【００３４】従つて第１発明のタービンロータブレード
においては、エネルギ変換の対象とする気体流がタービ
ン軸に平行方向に供給され、前記タービンロータブレー
ドが予め定めた起動手順により起動されて前記タービン
軸を中心として回転しており、気体流との相対関係にお
いて前記タービンロータブレードを構成する対称翼型の
翼弦線の相対流速Ｖで流れる気体流の流れ方向に対する
迎え角がαであるとき、前記タービン軸に関し、供給さ
れる気体流の下流側に面する翼面には揚力となる大なる
負の静圧が作用し、上流側に面する翼面に作用する静圧
はこれに比して高い。この両翼面に作用する静圧間に差
圧のため、第１の制御気体導入路および第２の制御気体
導入路のうち、前記上流側に面する翼面の翼形線に開口
する制御気体導入路から第１の気体制御室に制御気体流
が導入される。翼型の前端部に開口する気体導入路から
導入される導入気体流は流体素子の原理によつて前記制
御気体流により下流側に面する翼面側に変向せしめら
れ、その合流気体流は第１および第２の分岐通路のうち
下流側の翼面を形成する翼形線に沿う分岐通路を介して
第１および第２の気体吐出口のうち前記上流側の翼面を
形成する翼形線に沿う分岐通路に導入され、前記翼形線
に開口する気体吐出口から翼型外に吐出される。
【００３５】本発明においては、前記対称翼型の内部
に、該翼型の前端部において前記翼弦線上に開口する気
体導入路、該気体導入路に前端を連通せしめて後方に拡
開する内壁面により形成される第１の気体制御室、該気
体制御室の後方に第１の分岐部材、該分岐部材の後方位
置において該分岐部材の後端より後方に拡開する内壁面
により形成される第２の気体制御室および該気体制御室
の後方に第２の分岐部材を、それぞれ前記翼弦線に沿わ
せて翼型の前端部から後端部に向けて順次配設し、前記
２個の翼形線のうち第１の翼形線上に第１の制御気体導
入路を、第２の翼形線上に第２の制御気体導入路をそれ
ぞれ開口せしめて第１の気体制御室に連通させ、前記第
１の気体制御室と第２の気体制御室とは、第１の翼形線
側においては第１の分岐通路および第３の制御気体導入
路により、第２の翼形線側においては第２の分岐通路お
よび第４の制御気体導入路によりそれぞれ連通させ、前
記第２の気体制御室は第１の翼形線側においては第３の
分岐通路により第１の翼形線に開口する第１の気体吐出
口に、また第２の翼形線側においては第４の分岐通路に
より第２の翼形線に開口する第２の気体吐出口に、それ
ぞれ連通せしめられているから、本発明のタービンロー
タブレードが気体流と相対運動をしている状態を流体力
学的に観察すると、前記翼型の前端部に開口する気体導
入路から翼型内に導入した気体流を、前記翼型の上流側
翼面に開口せしめた制御気体導入路から導入した制御気
体流により偏向せしめて前記第１および第２の分岐通路
の何れか一方より第２の気体制御室に吐出せしめる第１
の流体素子が翼型内に構成されている状態となる。
【００３６】従つて本発明のタービンロータブレードに
おいては、エネルギ変換の対象とする気体流がタービン
軸に平行方向に供給され、前記タービンロータブレード
が予め定めた起動手順により起動されて前記タービン軸
を中心として回転しており、気体流との相対関係におい
て前記タービンロータブレードを構成する対称翼型の翼
弦線の相対流速Ｖで流れる気体流の流れ方向に対する迎
え角がαであるとき、前記タービン軸に関し、供給され
る気体流の下流側に面する翼面には揚力となる大なる負
の静圧が作用し、上流側に面する翼面に作用する静圧は
これに比して高い。この両翼面に作用する静圧間に差圧
のため、第１の制御気体導入路および第２の制御気体導
入路のうち、前記上流側に面する翼面の翼形線に開口す
る制御気体導入路から第１の気体制御室に制御気体流が
導入される。翼型の前端部に開口する気体導入路から導
入される導入気体流は流体素子の原理によつて前記制御
気体流により下流側に面する翼面側に変向せしめられ、
その合流気体流は第１および第２の分岐通路のうち下流
側の翼面を形成する翼形線に沿う分岐通路を介して第２
の気体制御室に導入される。本発明の一実施態様におい
ては、前記第１の分岐部材の内部にタービンロータブレ
ードの翼長方向に圧力気体源に連通せしめた噴射気体室
を形成し、前記第１の分岐部材の後部には翼弦線に沿わ
せて前記噴射気体室を第２の気体制御室の前端部と連通
せしめる通気路を形成せしめたので、前記第２の気体制
御室に通気路を介し吐出される圧力気体源からの加圧加
速された噴射気体流を、前記第３の制御気体導入路また
は第４の制御気体導入路が前記第２の気体制御室の内壁
面に開口する開口位置により、第３および第４の分岐通
路ならびに第１および第２の気体吐出口のうち前記上流
側の翼面を形成する翼形線に沿う分岐通路に偏向せしめ
て導入する第２の流体素子が翼型内に構成されているこ
ととなる。これにより噴射気体流は前記上流側の翼面を
形成する翼形線に開口する気体吐出口から翼型外に吐出
される。
【００３７】翼型の前端部に開口する気体導入路から第
１の気体制御室に導入される導入気体流は、気体流のタ
ービンロータブレードに対する相対速度Ｖに対応する動
圧を有しているが、翼型内で気体制御室および分岐通路
を通過するに従つて静圧を高めており、前記気体吐出口
から上流側の翼面の外方に吐出された吐出気体は、前記
下流側の翼面に作用する静圧より十分高い静圧を保持し
ている。従つて本発明のタービンロータブレードの翼型
の原型とする翼型を形成する２個の翼形線をその翼弦線
に対して対称としたのみの対称翼型に比して、下流側に
面する翼面に作用する大なる負の静圧と上流側に面する
翼面に作用する静圧との差圧を、前記上流側に面する翼
面を形成する翼形線に開口する気体吐出口より吐出され
る吐出気体の有する静圧分だけ大とする。
【００３８】本発明の一実施態様においては、前記第２
の気体制御室に通気路を介して吐出される圧力気体源か
らの加圧加速された噴射気体流が、前記第２の気体制御
室に導入される導入気体流と制御気体流との合流気体流
により、前記第３の分岐通路および第４の分岐通路なら
びに第１の気体吐出口および第２の気体吐出口のうち、
上流側に面する翼面を形成する翼形線に沿う分岐通路を
通り前記翼形線に開口する気体吐出口から流速を伴う吐
出気体流として翼型の外方に吐出される。この吐出気体
流は、航空機の翼のトレーリングエツジ付近よりジエツ
ト気流を噴射して形成するいわゆるジエツトフラツプに
近似した性質の気体流となるから、タービンロータブレ
ードの翼型に作用する揚力Ｆを一層増大せしめ、かつ吐
出気体流自体による抗力Ｄの増大はないので、タービン
軸の高速回転およびタービンロータブレードのエネルギ
変換効率の向上に有効なものである。これにより本発明
のタービンロータブレードの対称翼型は、その原型とす
る対称翼型と、前記迎え角αにおける抗力係数ＣＤは同
一であるが、前記上流側に面する翼面に作用する静圧と
下流側に面する翼面に作用する静圧との差圧による揚力
Ｌを、前記上流側の翼面を形成する翼形線に開口する気
体吐出口より吐出される吐出気体の保有する静圧分だけ
大として揚力係数ＣＬを大とし、揚力Ｌの前記翼弦線上
への投影分であるタービンロータブレードの回転推力Ｆ
Ｔを大とする。
【００３９】従つて本発明のタービンロータブレードの
翼型においては、その原型とする対称翼型に比して、相
対速度Ｖを有する相対気流の流れ方向に対する翼弦線の
なす迎え角αが大なる範囲においてもタービンロータブ
レードの回転推力を発生し、タービン軸を回転せしめる
ことができる。そしてタービン軸の回転速度が大となる
に従い、前記相対気流の流れ方向に対する翼弦線のなす
迎え角αが小となる。ところで本発明のタービンロータ
ブレードの翼型において導入気体流を前記第１の気体制
御室に導入する気体導入路は、翼型の前端部においてそ
の翼弦線上に開口しているので、前記迎え角αが大とな
るに従い前記相対気流の流れ方向に垂直な断面積が大と
なり、導入気体の量は増大する。従つて本発明の翼型の
原型とする２個の翼形線のみで形成された相対翼型のタ
ービンブレードを備えた相対翼型タービンにおいて作動
領域の下限と考えられていた迎え角αがほぼ４．５度の
作動領域においても、本発明のタービンロータブレード
においてはその翼型に作用する揚力Ｌが前記原型とした
翼型に作用する揚力より大であり、抗力Ｄにおいては差
異を生じないことから、本発明によれば対称翼型タービ
ンの作動領域を迎え角４．５度以下にまで拡大するもの
である。以上述べたように本発明によるタービンロータ
ブレードは、原型とした対称翼型を備えたタービンロー
タブレードに比して、任意の迎え角αにおいて翼型に作
用する抗力Ｄを増大せしめることなく揚力Ｌを増大せし
めたことにより、タービンロータブレードの作動範囲を
前記迎え角αの大なる範囲から小なる範囲にまで拡大す
るとともに、特に揚抗比ＣＬ／ＣＤの大なる迎え角αに
おいては揚力Ｌの増大に伴う回転推力ＦＴの増大により
タービン軸の高速回転を得ることができるので、エネル
ギ変換効率を向上せしめたものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例におけるタービンロータブレ
ードの翼型を示す断面図である。
【図２】本発明の他の実施例の要部断面図である。
【図３】対称翼型に作用する力を示した説明図である。
【符号の説明】
１０ タービンロータブレード １１ 翼型 １２ 翼弦線 １３，１４ 第１および第２の翼形線 １５ 前端部 １６ 後端部 １８ 気体導入路 ２１ 第１の気体制御室 ２４，２５ 第１および第２の制御気体導入路 ２６ 第１の分岐部材 ３１，３２ 第１および第２の分岐通路 ３３ 第２の気体制御室 ３６，３７ 第３および第４の制御気体導入路 ４３，４４ 第３および第４の分岐通路 ４５，４６ 第１および第２の気体吐出口 ５０ 噴射気体室 ５１ 通気路

Claims (2)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼型を形成する２個の翼形線をその翼弦
    線に対して対称とした対称翼型をなすタービンロータブ
    レードを、前記翼弦線をタービン軸に垂直な面に、その
    取付角を零度として前記タービン軸に固定した対称翼型
    タービンにおいて、 前記タービンロータブレードは、その翼型の内部に、該
    翼型の前端部において前記翼弦線上に開口する気体導入
    路、該気体導入路に前端を連通せしめて後方に拡開する
    ２個の内壁面により形成される第１の気体制御室、該第
    １の気体制御室の内壁面に開口せしめるとともに前記翼
    型を形成する第１の翼形線および第２の翼形線にそれぞ
    れ前記翼弦線に関して対称の位置に開口せしめた第１の
    制御気体導入路および第２の制御気体導入路，前記翼弦
    線に沿つて形成されその先端が前記第１および第２の制
    御気体導入路の開口部の後方に位置するとともに、その
    ２個の外壁面が前記第１の気体制御室の内壁面の延長壁
    面との間に第１の分岐通路および第２の分岐通路を形成
    する第１の分岐部材，該第１の分岐部材の後方位置にお
    いて後方に拡開する２個の内壁面により形成される第２
    の気体制御室、前記第１および第２の分岐通路に連通す
    るとともに前記第２の気体制御室の前記２個の内壁面に
    それぞれ開口する第３の制御気体導入路および第４の制
    御気体導入路、前記翼弦線に沿つて形成されその先端が
    前記第３および第４の制御気体導入路の開口部の後方に
    位置するとともに、その２個の外壁面が前記第２の制御
    気体導入路の前記２個の内壁面の延長壁面との間に第３
    の分岐通路および第４の分岐通路をそれぞれ形成する第
    ２の分岐部材、および前記翼型の後端部において前記第
    １および第２の翼形線に開口され、前記第３および第４
    の分岐通路とそれぞれ連通する第１の気体吐出口および
    第２の気体吐出口を、前記翼型の前端部より後端部の間
    に順次形成したことを特徴とする対称翼型タービンのタ
    ービンロータブレード。
  2. 【請求項２】 翼型を形成する２個の翼形線をその翼弦
    線に対して対称とした対称翼型をなすタービンロータブ
    レードを、前記翼弦線をタービン軸に垂直な面に、その
    取付角を零度として前記タービン軸に固定した対称翼型
    タービンにおいて、 前記タービンロータブレードは、その翼型の内部に、該
    翼型の前端部において前記翼弦線上に開口する気体導入
    路、該気体導入路に前端を連通せしめて後方に拡開する
    ２個の内壁面により形成される第１の気体制御室、該第
    １の気体制御室の内壁面に開口せしめるとともに前記翼
    型を形成する第１の翼形線および第２の翼形線にそれぞ
    れ前記翼弦線に関して対称の位置に開口せしめた第１の
    制御気体導入路および第２の制御気体導入路，前記翼弦
    線に沿つて形成されその先端が前記第１および第２の制
    御気体導入路の開口部の後方に位置するとともに、その
    ２個の外壁面が前記第１の気体制御室の内壁面の延長壁
    面との間に第１の分岐通路および第２の分岐通路を形成
    する第１の分岐部材，該第１の分岐部材の後方位置にお
    いて後方に拡開する２個の内壁面により形成される第２
    の気体制御室、前記第１および第２の分岐通路に連通す
    るとともに前記第２の気体制御室の前記２個の内壁面に
    それぞれ開口する第３の制御気体導入路および第４の制
    御気体導入路、前記翼弦線に沿つて形成されその先端が
    前記第３および第４の制御気体導入路の開口部の後方に
    位置するとともに、その２個の外壁面が前記第２の制御
    気体導入路の前記２個の内壁面の延長壁面との間に第３
    の分岐通路および第４の分岐通路をそれぞれ形成する第
    ２の分岐部材、および前記翼型の後端部において前記第
    １および第２の翼形線に開口され、前記第３および第４
    の分岐通路とそれぞれ連通する第１の気体吐出口および
    第２の気体吐出口を、前記翼型の前端部より後端部の間
    に順次形成するとともに、前記第１の分岐部材の内部に
    は、前記タービンロータブレートの翼長方向に圧力気体
    源に連通せしめた噴射気体室を形成し、前記１の分岐部
    材の後部には、前記翼弦線に沿わせて前記噴射気体室を
    前記第２の気体制御室の前端部と連通せしめる通気路を
    形成せしめたことを特徴とする対称翼型タービンのロー
    タブレート。
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