JP3162363B2 - 軸流タービン - Google Patents
軸流タービンInfo
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- ribs
- diffuser
- turbine
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
- F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は軸流タービンであって、その出口側回転翼に
ディフューザが接続されており、ディフューザの減速ゾ
ーン内部に、スワールを持つ流れのそのスワールを取除
くための手段が設けられており、このスワールを取除く
ための手段が全周にわたって均一に配置された流れリブ
であり、これらの流れリブが直線の中線と、対称的なプ
ロフィールと、貫流される通路の中心横断においてピッ
チ対翼弦の比0.5〜１とを有しており、かつ流れリブと
出口側回転翼との間に調節可能な案内翼が少なくとも１
列配置された形式のものに関する。
ディフューザが接続されており、ディフューザの減速ゾ
ーン内部に、スワールを持つ流れのそのスワールを取除
くための手段が設けられており、このスワールを取除く
ための手段が全周にわたって均一に配置された流れリブ
であり、これらの流れリブが直線の中線と、対称的なプ
ロフィールと、貫流される通路の中心横断においてピッ
チ対翼弦の比0.5〜１とを有しており、かつ流れリブと
出口側回転翼との間に調節可能な案内翼が少なくとも１
列配置された形式のものに関する。
［従来技術］ 上記のようなタービンはEP−A265633明細書から知ら
れている。ここでは、部分負荷時にできる限り最良の圧
力回復効率を得るという要求を適えるためにはディフュ
ーザ内部に整流を行なう翼列が設けられ、この翼列は貫
流される通路の全高にわたって延びている。このスワー
ルを取除く手段は全周にわたって均一に配置された、厚
いプロフィールを持つ３つの流れリブであり、流れリブ
は流体機械構造の知識に基いて設計され、かつこれは斜
めの入射流に対してできる限り影響を受け易くてはなら
ない（unempfindlich）。リブの圧力領域を原因とす
る、最後の翼列への刺激を回避するために流れが入射す
る方のリブの前縁は最後の回転翼の出口縁から比較的遠
い後方にある。この距離は、有利には３のディフューザ
縦横比が支配している平面内にリブの前縁が位置するよ
うに設計されている。したがって翼と流れリブとの間の
ディフューザゾーンは全体的な回転対称構成のために妨
害物がない筈である。リブと翼との間に干渉効果が予期
されないという事実は、比較的低いエネルギーレベルが
支配的である平面内で初めてリブが有効になることに帰
せられる。
れている。ここでは、部分負荷時にできる限り最良の圧
力回復効率を得るという要求を適えるためにはディフュ
ーザ内部に整流を行なう翼列が設けられ、この翼列は貫
流される通路の全高にわたって延びている。このスワー
ルを取除く手段は全周にわたって均一に配置された、厚
いプロフィールを持つ３つの流れリブであり、流れリブ
は流体機械構造の知識に基いて設計され、かつこれは斜
めの入射流に対してできる限り影響を受け易くてはなら
ない（unempfindlich）。リブの圧力領域を原因とす
る、最後の翼列への刺激を回避するために流れが入射す
る方のリブの前縁は最後の回転翼の出口縁から比較的遠
い後方にある。この距離は、有利には３のディフューザ
縦横比が支配している平面内にリブの前縁が位置するよ
うに設計されている。したがって翼と流れリブとの間の
ディフューザゾーンは全体的な回転対称構成のために妨
害物がない筈である。リブと翼との間に干渉効果が予期
されないという事実は、比較的低いエネルギーレベルが
支配的である平面内で初めてリブが有効になることに帰
せられる。
一般的なガスタービンではディフューザはアイドリン
グ時に約1.2の速度比ct/cnの下で流過を受ける。ここで
ctは媒体の接線方向速度、かつcnは軸方向速度を表わ
す。この斜めの入射流は後述の第２図から判るように
（曲線Ａ）、圧力回復効率Cpの低下をもたらす。
グ時に約1.2の速度比ct/cnの下で流過を受ける。ここで
ctは媒体の接線方向速度、かつcnは軸方向速度を表わ
す。この斜めの入射流は後述の第２図から判るように
（曲線Ａ）、圧力回復効率Cpの低下をもたらす。
例えば蒸気タービンまたは渦流成層燃焼（Wirbelschi
cht−feuerung）のためのガスタービンのような他の機
械タイプでは実に容積流が40％に低下せしめられ、した
がって３までのct/cn比が存在することになる。このよ
うな機械タイプでは公知のディフューザ構成は提案され
ない、それというのも第２図から判るように圧力回復効
率が負にすらなり得るからである。このことは、流れの
リブのピッチ対翼弦の比が0.5である場合（曲線Ａ）に
も該当する。ピッチ対翼弦比約１の流れリブ（曲線Ｂ）
（これは第２図によれば全負荷で、すなわちct/cn＝約
０で若干より大きい圧力回復効率を与えよう）はこのよ
うな機械ではそもそも使用可能ではない。
cht−feuerung）のためのガスタービンのような他の機
械タイプでは実に容積流が40％に低下せしめられ、した
がって３までのct/cn比が存在することになる。このよ
うな機械タイプでは公知のディフューザ構成は提案され
ない、それというのも第２図から判るように圧力回復効
率が負にすらなり得るからである。このことは、流れの
リブのピッチ対翼弦の比が0.5である場合（曲線Ａ）に
も該当する。ピッチ対翼弦比約１の流れリブ（曲線Ｂ）
（これは第２図によれば全負荷で、すなわちct/cn＝約
０で若干より大きい圧力回復効率を与えよう）はこのよ
うな機械ではそもそも使用可能ではない。
圧力回復効率の大巾な低下の他に上記の極端な状態で
は第１図（同様にして下記で説明）に示されているよう
に出口側回転翼と流れリブとの間の強い渦流が特徴的で
ある。渦流は流れリブによって制限され、流れリブの所
で速度の接線方向成分は消失せしめられる。生じた逆流
で固体粒子（例えばガスタービン）または水滴（例えば
蒸気タービン）が連行されると、最後の回転列の翼で基
部の腐食といった深刻な危険が生じることがある。
は第１図（同様にして下記で説明）に示されているよう
に出口側回転翼と流れリブとの間の強い渦流が特徴的で
ある。渦流は流れリブによって制限され、流れリブの所
で速度の接線方向成分は消失せしめられる。生じた逆流
で固体粒子（例えばガスタービン）または水滴（例えば
蒸気タービン）が連行されると、最後の回転列の翼で基
部の腐食といった深刻な危険が生じることがある。
渦流成層燃焼用のガスタービンの場合には、全負荷で
40％容積流で翼後方の圧力は通常0.98から1.15バールま
で上昇することがある。このような背圧は、40％容積流
では機械にとって良好に作動するディフューザが存在す
る場合よりも大きな駆動出力を供給しなければならない
ことを意味する。
40％容積流で翼後方の圧力は通常0.98から1.15バールま
で上昇することがある。このような背圧は、40％容積流
では機械にとって良好に作動するディフューザが存在す
る場合よりも大きな駆動出力を供給しなければならない
ことを意味する。
［発明が解決しようとする問題点］ 本発明の課題は、冒頭に記載の形式の軸流タービンに
おいて拡散ゾーンを機械の部分負荷挙動が更に改善され
るように構成することである。
おいて拡散ゾーンを機械の部分負荷挙動が更に改善され
るように構成することである。
［問題点を解決するための手段］ 上記の課題を解決するための本発明の手段は、調節可
能な案内翼が対称的なプロフィールを持つ直線の中線を
有しており、かつ半径方向に円錐状に延びていることで
ある。
能な案内翼が対称的なプロフィールを持つ直線の中線を
有しており、かつ半径方向に円錐状に延びていることで
ある。
［発明の効果］ 本発明の利点は、大きな負荷範囲にわたって著しく改
善された圧力回復効率が得られる他に、中でも上述の渦
流がそもそも生じた場合でもこれが案内翼と流れリブと
の間で初めて形成され、したがって回転する出口側回転
翼に対して不都合な影響を及ぼすことがないことであ
る。
善された圧力回復効率が得られる他に、中でも上述の渦
流がそもそも生じた場合でもこれが案内翼と流れリブと
の間で初めて形成され、したがって回転する出口側回転
翼に対して不都合な影響を及ぼすことがないことであ
る。
案内翼が対称的なプロフィールを有する直線の中線を
持っている。この手段を用いてこのような翼列の影響を
受けにくい形状に基づく十分に知られた流れの中での性
質を損失の少ない変向案内に利用することができる。
持っている。この手段を用いてこのような翼列の影響を
受けにくい形状に基づく十分に知られた流れの中での性
質を損失の少ない変向案内に利用することができる。
［実施例］ 図面には本発明の現解に必要である部材のみが示され
ている。装置のうち、例えば圧縮機部分、燃焼室並びに
完全な排気管および煙突を示されていない。作業媒体の
流れ方向は矢印で示されている。
ている。装置のうち、例えば圧縮機部分、燃焼室並びに
完全な排気管および煙突を示されていない。作業媒体の
流れ方向は矢印で示されている。
公知のガスタービン（第１図にはこのうち最後の３つ
の軸流段が示されているにすぎない）は主として翼を備
えたロータ１′と案内翼を備えた翼支持体２′とを備え
ている。翼支持体はタービンケーシング３′内に懸架さ
れている。ロータは支持軸受４′内に支承され、支持軸
受自体は排ガスケーシング５′内で支持されている。こ
の排ガスケーシング５′は主にボス側の内側の部材６′
と外側の部材７′とを備え、これらはディフューザ13′
を制限している。両部材６′と７′は軸方向の分割平面
を持たない一体の鉢形ケーシングであってよい。両部材
は複数の、溶接された、支持の働きをする流れリブ８′
を介して互いに結合されており、流れリブは全周にわた
って均一に分配され、かつそのプロフィールは符号９′
で示されている。冒頭に挙げた理由から流れリブ８′が
翼に対して適切な距離に配置されていることは認めるこ
とができる。
の軸流段が示されているにすぎない）は主として翼を備
えたロータ１′と案内翼を備えた翼支持体２′とを備え
ている。翼支持体はタービンケーシング３′内に懸架さ
れている。ロータは支持軸受４′内に支承され、支持軸
受自体は排ガスケーシング５′内で支持されている。こ
の排ガスケーシング５′は主にボス側の内側の部材６′
と外側の部材７′とを備え、これらはディフューザ13′
を制限している。両部材６′と７′は軸方向の分割平面
を持たない一体の鉢形ケーシングであってよい。両部材
は複数の、溶接された、支持の働きをする流れリブ８′
を介して互いに結合されており、流れリブは全周にわた
って均一に分配され、かつそのプロフィールは符号９′
で示されている。冒頭に挙げた理由から流れリブ８′が
翼に対して適切な距離に配置されていることは認めるこ
とができる。
同様にして強い渦流10が認められる。この渦流は低い
部分負荷では出口側回転翼12′と流れリブ８′との間に
形成され、本発明でこの渦流を回避するのが重要であ
る。
部分負荷では出口側回転翼12′と流れリブ８′との間に
形成され、本発明でこの渦流を回避するのが重要であ
る。
このような渦流の結果は第２図の表に示すことができ
る。すべの計算と試験の基礎である絶対値が示されてい
ないことは明らかである。それというのも絶対値は余り
にも数多くのパラメータに依存しているために不十分な
説得力しか持たないと思われるからである。したがって
示された曲線はとりわけ質的に解釈すべきである。表の
横軸にct/cnの値が取られ、この値は容積流のための基
準である。これは最後の出口側回転翼からの流出角αの
タンジェントであり、ここでctは接線成分を、かつcnは
垂直成分を表わす。機械の回転数一定では負荷が減少す
ると、したがって容積流が減少するとこの角度は大きく
なる。
る。すべの計算と試験の基礎である絶対値が示されてい
ないことは明らかである。それというのも絶対値は余り
にも数多くのパラメータに依存しているために不十分な
説得力しか持たないと思われるからである。したがって
示された曲線はとりわけ質的に解釈すべきである。表の
横軸にct/cnの値が取られ、この値は容積流のための基
準である。これは最後の出口側回転翼からの流出角αの
タンジェントであり、ここでctは接線成分を、かつcnは
垂直成分を表わす。機械の回転数一定では負荷が減少す
ると、したがって容積流が減少するとこの角度は大きく
なる。
縦軸には圧力回復効率Cpが取られており、これは第１
次近似で比（pA−pE）／（ｐ＊ Ｅ−pE）に相当する。式
中pAはディフューザの出口における静圧を表わし、pEは
ディフューザの入口における静圧を表わし、ｐ＊ Ｅはデ
ィフューザの入口における総圧力を表わす。
次近似で比（pA−pE）／（ｐ＊ Ｅ−pE）に相当する。式
中pAはディフューザの出口における静圧を表わし、pEは
ディフューザの入口における静圧を表わし、ｐ＊ Ｅはデ
ィフューザの入口における総圧力を表わす。
曲線Ａはディフューザ内の圧力回復効率を示し、ディ
フューザはピッチ対翼弦の比0.5を持つ流れリブを備え
ている。あるct/cn−値までの低下はまあ受容できる
が、容積流が小さくなると圧力回復効率は劇的に悪化す
ることが認められる。ピッチ対翼弦の比約１の流れリブ
を使用した場合に、曲線Ｂは完全に不適当な経過を示
す。
フューザはピッチ対翼弦の比0.5を持つ流れリブを備え
ている。あるct/cn−値までの低下はまあ受容できる
が、容積流が小さくなると圧力回復効率は劇的に悪化す
ることが認められる。ピッチ対翼弦の比約１の流れリブ
を使用した場合に、曲線Ｂは完全に不適当な経過を示
す。
これを取除くためには第３図に示されているように本
発明により出口側回転翼12を流れリブ８との間に１列の
調節可能な案内翼11が配置されている。第３図に示され
たガスタービンは構造上は第１図のものに等しい、した
がって構成については説明を繰返さない。第１図と同一
の部材については第３図では同一の符号で（′）を付け
ずに示す。整流する流れリブ８は直線の中線とピッチ対
翼弦の比0.5を有し、全周にわたって均一に分配されて
いる。この比は半径方向でみて円錐形状に延びる流れリ
ブの、貫流される通路の中心断面において生じる。
発明により出口側回転翼12を流れリブ８との間に１列の
調節可能な案内翼11が配置されている。第３図に示され
たガスタービンは構造上は第１図のものに等しい、した
がって構成については説明を繰返さない。第１図と同一
の部材については第３図では同一の符号で（′）を付け
ずに示す。整流する流れリブ８は直線の中線とピッチ対
翼弦の比0.5を有し、全周にわたって均一に分配されて
いる。この比は半径方向でみて円錐形状に延びる流れリ
ブの、貫流される通路の中心断面において生じる。
案内翼11は同様にして例えばNACA0010として知られて
いるような直線の中線を持つ対称的なプロフィールであ
る。本例ではこの案内翼は貫流される通路の中心断面に
おいてピッチ対翼弦の比0.5を有している。このような
翼はある程度までは斜めの入射流による影響を受けにく
い形状である［シヨルツ（N.Scholz）著、“ウンタズッ
フンゲン・アン・シャウフェルギテルン・フォン・シュ
トレームングスマシーネン（Untersuchungen an Schauf
elgittern von Stroemungsmaschinen）”、ツァイトシ
ュリフト・フユア・フルークヴィツセンシャフテン（Ze
itschrift fuer Flugwissenschaften）誌、1955、第３
号所収］。案内翼11は半径方向に円錐形状に延び、かつ
有利にはねじられている。
いるような直線の中線を持つ対称的なプロフィールであ
る。本例ではこの案内翼は貫流される通路の中心断面に
おいてピッチ対翼弦の比0.5を有している。このような
翼はある程度までは斜めの入射流による影響を受けにく
い形状である［シヨルツ（N.Scholz）著、“ウンタズッ
フンゲン・アン・シャウフェルギテルン・フォン・シュ
トレームングスマシーネン（Untersuchungen an Schauf
elgittern von Stroemungsmaschinen）”、ツァイトシ
ュリフト・フユア・フルークヴィツセンシャフテン（Ze
itschrift fuer Flugwissenschaften）誌、1955、第３
号所収］。案内翼11は半径方向に円錐形状に延び、かつ
有利にはねじられている。
翼列中における案内翼11の調節は例えば圧縮機構造か
ら知られているような操作部材（図示せず）を介して行
なわれる。本来の調節は有利には自動的に運転パラメー
タ、例えば負荷、回転数の関数で行なわれる。軸出力が
すべての運転条件で最大可能な値を取るように案内翼の
調節が行なわれると、最大の圧力回復効率が達成され
る。したがって持続的な出力測定が適切である。最大の
圧力回復効率はまた案内翼の調節が、案内翼11前方の、
すなわち出口側回転翼12の後方の静圧ができる限り小さ
な値を取るように行なわれた場合にも達成することがで
きる。これによれば持続的な差圧測定pA−pEが適当であ
る。
ら知られているような操作部材（図示せず）を介して行
なわれる。本来の調節は有利には自動的に運転パラメー
タ、例えば負荷、回転数の関数で行なわれる。軸出力が
すべての運転条件で最大可能な値を取るように案内翼の
調節が行なわれると、最大の圧力回復効率が達成され
る。したがって持続的な出力測定が適切である。最大の
圧力回復効率はまた案内翼の調節が、案内翼11前方の、
すなわち出口側回転翼12の後方の静圧ができる限り小さ
な値を取るように行なわれた場合にも達成することがで
きる。これによれば持続的な差圧測定pA−pEが適当であ
る。
第４図の円筒区分は考察のガスタービン内の翼構成を
拡大図で示したものである。図中それぞれ機械の、ｃは
絶対速度を、ｗは相対速度を、かつｕは周速度を表わ
す。例を実施する際のオーダを提示すると、各翼列は次
のデータを持つ：案内翼11の翼弦は125mm、流れリブの
翼弦は約700mmである。プロフィール厚と翼弦との比は
案内翼と、流れリブで0.1である。
拡大図で示したものである。図中それぞれ機械の、ｃは
絶対速度を、ｗは相対速度を、かつｕは周速度を表わ
す。例を実施する際のオーダを提示すると、各翼列は次
のデータを持つ：案内翼11の翼弦は125mm、流れリブの
翼弦は約700mmである。プロフィール厚と翼弦との比は
案内翼と、流れリブで0.1である。
案内翼11へは近似的には、流れが出口側回転翼12を去
る時と等しい条件下で流入する。すなわち速度ｃおよび
角度α60℃で流入する。さて案内翼11は、死水域内で働
くように角度βの下に設けられている。ピッチ対翼弦比
0.5を選択した場合、この範囲は20゜である。したがっ
て排ガスは案内翼列をほぼ40゜の角度で出、この角度で
排ガスは斜めの入射流に対して同様にして影響を受けに
くい形状の流れリブの前縁に衝突し、ここで排ガスは軸
方向に、すなわち０゜に向けられる。
る時と等しい条件下で流入する。すなわち速度ｃおよび
角度α60℃で流入する。さて案内翼11は、死水域内で働
くように角度βの下に設けられている。ピッチ対翼弦比
0.5を選択した場合、この範囲は20゜である。したがっ
て排ガスは案内翼列をほぼ40゜の角度で出、この角度で
排ガスは斜めの入射流に対して同様にして影響を受けに
くい形状の流れリブの前縁に衝突し、ここで排ガスは軸
方向に、すなわち０゜に向けられる。
案内翼内では流れの変向のみが行なわれるのではな
い。案内翼の入口と出口に示された速度ベクトルの量に
より付加的な圧縮過程も起ることが判る。
い。案内翼の入口と出口に示された速度ベクトルの量に
より付加的な圧縮過程も起ることが判る。
所で第２図の曲線Ｃはその都度最適に調節された案内
翼の作用を示す。案内翼のないディフューザ構成と比べ
て上記のct/cn−比約１までは圧力回復効率は殆ど一定
であり、この後で初めて決定的に低下する。
翼の作用を示す。案内翼のないディフューザ構成と比べ
て上記のct/cn−比約１までは圧力回復効率は殆ど一定
であり、この後で初めて決定的に低下する。
第２図の表に曲線Ｄによって詳述されていない例、流
れリブがピッチ対翼弦比＝１でもって構成された例が同
様に示されている。これは、本実施例に比べて同じ翼弦
長で流れリブの数が半数に減らされることを意味する。
このような場合整流の仕事をより良好に果たすことがで
きるようにするためにはリブは相当して厚いプロフィー
ルを持つことができる。リブ数が少ないとディフューザ
内に余り濡れない、かつ摩擦損失を惹起する面も存在す
るので、全負荷では、すなわち翼からの軸方向の流出で
は圧力回復効率は図示の場合よりも僅かにより高い。し
かし流れリブへの次第に大きくなる斜めの入射流では圧
力回復効率はリブの数が多い場合よりも若干強勾配で強
制的に低下する。
れリブがピッチ対翼弦比＝１でもって構成された例が同
様に示されている。これは、本実施例に比べて同じ翼弦
長で流れリブの数が半数に減らされることを意味する。
このような場合整流の仕事をより良好に果たすことがで
きるようにするためにはリブは相当して厚いプロフィー
ルを持つことができる。リブ数が少ないとディフューザ
内に余り濡れない、かつ摩擦損失を惹起する面も存在す
るので、全負荷では、すなわち翼からの軸方向の流出で
は圧力回復効率は図示の場合よりも僅かにより高い。し
かし流れリブへの次第に大きくなる斜めの入射流では圧
力回復効率はリブの数が多い場合よりも若干強勾配で強
制的に低下する。
実地では機械が運転される部分負荷の意味においてピ
ッチ対翼弦比が最適化されることは自明である。
ッチ対翼弦比が最適化されることは自明である。
更に表からは全負荷で、すなわちct/cn比−0.1〜＋0.
1の範囲で（翼の設計による）従来技術に含まれるディ
フューザ形状が若干より良い圧力回復効率を達成するこ
とが判る。これは、ディフューザ内の流れがめぐる面積
が案内翼を備えている場合よりも全体的に僅かであるた
めである。
1の範囲で（翼の設計による）従来技術に含まれるディ
フューザ形状が若干より良い圧力回復効率を達成するこ
とが判る。これは、ディフューザ内の流れがめぐる面積
が案内翼を備えている場合よりも全体的に僅かであるた
めである。
これまでの考察から、機械の全負荷では案内翼11はそ
の中線が平均して軸方向に向けられると結論することが
できる。
の中線が平均して軸方向に向けられると結論することが
できる。
しかしこの新規手段はまた最後の回転翼12からの出口
で流れのスワールとは逆向きのねじれを与えることを可
能にする、それというのもディフューザ内の下流で軸方
向の整流が案内翼と流れリブによって行なわれるからで
ある。この逆のねじれは次の利点を有している： −効率を変えずに段作業を上昇させることができる；ま
たは −段作業を変えずに効率を上昇させることができる； −最後の回転翼列の翼をねじれのより小さい構成にする
ことができ、これは費用節減ももたらす； 最後のタービン段における変向案内を減らすことがで
き、これは粒子分離のために特に渦流成層燃焼されるガ
スタービンで効果が現る。
で流れのスワールとは逆向きのねじれを与えることを可
能にする、それというのもディフューザ内の下流で軸方
向の整流が案内翼と流れリブによって行なわれるからで
ある。この逆のねじれは次の利点を有している： −効率を変えずに段作業を上昇させることができる；ま
たは −段作業を変えずに効率を上昇させることができる； −最後の回転翼列の翼をねじれのより小さい構成にする
ことができ、これは費用節減ももたらす； 最後のタービン段における変向案内を減らすことがで
き、これは粒子分離のために特に渦流成層燃焼されるガ
スタービンで効果が現る。
もちろん本発明は図示され、詳述された実施例に限定
されるものではない、この実施例は軸方向の出口を有す
るディフューザを対象とし、したがって流れリブの配置
を著しく簡単にする。本発明は特に蒸気タービンまたは
排気ターボ過給機のタービンでも使用可能であり、これ
らは両者とも普通翼からのいわゆる軸方向−半径方向出
口を有している。このような機械ではスワールを取除く
ための手段は出口ケーシング自体の半径方向部分によっ
て代用される。
されるものではない、この実施例は軸方向の出口を有す
るディフューザを対象とし、したがって流れリブの配置
を著しく簡単にする。本発明は特に蒸気タービンまたは
排気ターボ過給機のタービンでも使用可能であり、これ
らは両者とも普通翼からのいわゆる軸方向−半径方向出
口を有している。このような機械ではスワールを取除く
ための手段は出口ケーシング自体の半径方向部分によっ
て代用される。
更に部分負荷範囲内の効率に対して特に高い要求があ
る場合には２つ以上の前後に配置される案内翼列が考え
られる。
る場合には２つ以上の前後に配置される案内翼列が考え
られる。
第１図は従来技術のディフューザ系の略示原理図、第２
図はct/cnの関数で示された圧力回復効率の表を示した
図、第３図は本発明によるディフューザを備えたガスタ
ービンの部分縦断面図、第４図は第３図における貫流さ
れる通路の円筒区分の展開図である。 1,1′……ロータ、2,2′……翼支持体、3,3′……ター
ビンケーシング、4,4′……支持軸受、5,5′……排ガス
ケーシング、6,6′,7,7′……部材、8,8′……流れリ
ブ、9,9′……プロフィール、10……渦流、11……案内
翼、12,12′……出口側回転翼、13,13′……ディフュー
ザ。
図はct/cnの関数で示された圧力回復効率の表を示した
図、第３図は本発明によるディフューザを備えたガスタ
ービンの部分縦断面図、第４図は第３図における貫流さ
れる通路の円筒区分の展開図である。 1,1′……ロータ、2,2′……翼支持体、3,3′……ター
ビンケーシング、4,4′……支持軸受、5,5′……排ガス
ケーシング、6,6′,7,7′……部材、8,8′……流れリ
ブ、9,9′……プロフィール、10……渦流、11……案内
翼、12,12′……出口側回転翼、13,13′……ディフュー
ザ。
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 9/00,25/30
Claims (3)
- 【請求項１】軸流タービンであって、その出口側回転翼
（12）にディフューザ（13）が接続されており、ディフ
ューザの減速ゾーン内部に、スワールを持つ流れのその
スワールを取除くための手段（８）が設けられており、
このスワールを取除くための手段が全周にわたって均一
に配置された流れリブ（８）であり、これらの流れリブ
が直線の中線と、対称的なプロフィールと、貫流される
通路の中心横断においてピッチ対翼弦の比0.5〜１とを
有しており、かつ流れリブ（８）と出口側回転翼（12）
との間に調節可能な案内翼（11）が少なくとも１列配置
された形式のものにおいて、調節可能な案内翼（11）が
対称的なプロフィールを持つ直線の中線を有しており、
かつ半径方向に円錐状に延びていることを特徴とする、
軸流タービン。 - 【請求項２】案内翼（11）がねじられている、請求項１
記載の軸流タービン。 - 【請求項３】流れリブ（８）が半径方向に円錐形状に延
びている、請求項１記載の軸流タービン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CH332289 | 1989-09-12 | ||
| CH3322/89-6 | 1989-09-12 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03100302A JPH03100302A (ja) | 1991-04-25 |
| JP3162363B2 true JP3162363B2 (ja) | 2001-04-25 |
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ID=4253475
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP23914590A Expired - Fee Related JP3162363B2 (ja) | 1989-09-12 | 1990-09-11 | 軸流タービン |
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| EP (1) | EP0417433B1 (ja) |
| JP (1) | JP3162363B2 (ja) |
| DE (1) | DE59001693D1 (ja) |
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| US11028778B2 (en) | 2018-09-27 | 2021-06-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine with start assist |
| US11047314B2 (en) | 2019-03-12 | 2021-06-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Systems and methods for control of engine variable geometry mechanism |
Family Cites Families (11)
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| US2815770A (en) * | 1954-05-11 | 1957-12-10 | Westinghouse Electric Corp | Diffuser |
| FR1502832A (fr) * | 1966-09-26 | 1967-11-24 | Nord Aviation | Hélice carénée à diffusion |
| DE1925172B2 (de) * | 1969-05-17 | 1977-07-14 | Daimler Benz Ag, 7000 Stuttgart | Nachleitgitter eines axialverdichters, insbesondere eines ueberschall- axialverdichters |
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| SU857516A1 (ru) * | 1978-11-27 | 1981-08-23 | Харьковский Ордена Ленина Политехнический Институт Им. В.И.Ленина | Выхлопной патрубок осевой турбины |
| CH672004A5 (ja) * | 1986-09-26 | 1989-10-13 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
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-
1990
- 1990-07-21 DE DE9090113994T patent/DE59001693D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-07-21 EP EP90113994A patent/EP0417433B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1990-08-23 US US07/571,153 patent/US5102298A/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-09-11 JP JP23914590A patent/JP3162363B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0417433A1 (de) | 1991-03-20 |
| US5102298A (en) | 1992-04-07 |
| JPH03100302A (ja) | 1991-04-25 |
| DE59001693D1 (de) | 1993-07-15 |
| EP0417433B1 (de) | 1993-06-09 |
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |