JP3319534B2

JP3319534B2 - 軸流タービン

Info

Publication number: JP3319534B2
Application number: JP28135593A
Authority: JP
Inventors: 本太郎坂
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1993-11-10
Filing date: 1993-11-10
Publication date: 2002-09-03
Anticipated expiration: 2017-09-03
Also published as: JPH07133701A

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、軸流タービンに係り、
特にタービン静翼とタービン動翼との間で発生するエネ
ルギ損失を低減し、タービン性能を向上し得るようにし
た軸流タービンに関する。

【０００２】

【従来の技術】近年、発電プラントの運転経済性を改善
し、発電効率の改善を図るためにタービン性能の向上を
図ることが重要な課題となっている。一般に軸流タービ
ンは、図５に示すように、静翼外輪１と静翼内輪２によ
って固定された静翼３と、回転軸４に固定された動翼５
によって構成され、この段落を軸流方向に一段落または
複数段落組み合わせることにより構成される。

【０００３】図６は図５を半径方向より見た図である。
本図に示すように、回転軸径に比べて静翼および動翼の
翼高さが比較的小さい段落においては、静翼３はその根
元から先端までほぼ同一の断面形状を有する。一方、動
翼５は、静翼３より流出される作動流体の流出速度およ
び流出角度および動翼５の任意の断面高さにおける円周
方向回転速度から幾何学的に求められている動翼５への
相対流入角度に対応し、動翼根元部分から動翼先端部分
にかけて連続的に捩れた断面形状を有する。図７（ａ）
および図７（ｂ）は、各々動翼の先端部分および動翼の
根元部分における転向角度を示す。

【０００４】両図からもわかるように、動翼根元部分の
転向角度εr は、動翼先端部分の転向角度εt よりも大
きい。図８は動翼の根元部分から動翼の先端部分までの
転向角度を示したものであり、動翼の転向角度εは動翼
根元部分から動翼先端部分にかけて連続的に小さくな
る。この動翼５の翼断面形状は、タービン運転中の遠心
応力を低減するために動翼根元から動翼先端にかけて翼
断面積が連続的に減少するように構成されている。この
ため動翼の前縁６の位置は動翼根元部分から動翼先端部
分にかけて、連続的に軸流方向下流に位置した形状とな
る。一方、静翼の後縁７は静翼根元部分から静翼先端部
分にかけて軸流方向にほぼ同じ位置にある。従って、静
翼の後縁７から動翼の前縁６に至る軸流方向距離は、図
９に示すように、段落根元部分から段落先端部分にかけ
て連続的に増加する。

【０００５】段落の根元部分と段落の先端部分を例にと
ると、動翼の転向角度の大きい段落根元部分の静翼の後
縁から動翼の前縁に至るまでの軸流方向距離をＬr と
し、動翼の転向角度の小さい段落先端部分の静翼の後縁
から動翼の前縁に至るまでの軸流方向距離をＬt とした
とき、Ｌr ＜Ｌt （１）となるように構成されている。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】タービン性能向上を図
るには、上記のように構成されたタービン段落において
内部エネルギ損失を極力低減することが重要である。し
かし、（１）式の如く構成された従来のタービン段落で
は、タービン静翼とタービン動翼との間で発生するエネ
ルギ損失を十分低減できるものではなかった。

【０００７】すなわち、タービン静翼後縁からタービン
動翼前縁に至る軸流方向距離が影響を及ぼすエネルギ損
失は、静翼からのウェークにより増加する動翼の翼形損
失と、静翼からのウェークの混合による混合損失に分類
することができる。

【０００８】まず第１に、静翼からのウェークにより増
加する動翼の翼形損失について説明する。図１０は、軸
流タービン運転中の静翼より下流の流れを示す図であ
る。本図に示すように、タービン運転中、静翼３の後縁
７には主流の速度Ｃ2 より小さい速度分布をもつウェー
クＷと呼ばれる速度領域が発生する。動翼５は、図中Ｄ
で示される方向に回転するので、静翼３の下流にある動
翼５はこのウェークＷを横切るように回転することにな
る。動翼５への流入角度は、通常主流の速度Ｃ2に対し
て設計される。すなわち、動翼５への設計流入角度β2
は、静翼３からの流体の流出角度α2 、主流の速度Ｃ2
および動翼５の円周方向回転速度Ｕを用いて幾何学的な
関係から求められる。しかるに、静翼からのウェークＷ
の作動流体の流出速度Ｃ2'と静翼３から流出される流体
の流出角度α2 および動翼５の円周方向回転速度Ｕから
幾何学的に求められる動翼５への流入角度β2'は、主流
部分での動翼５への設計流入角度β2 とは大幅に相違す
る。このため動翼５が静翼からのウェークを通過する際
の作動流体の設計翼流入角度との差Δβは幾何学的な関
係から、 △β＝β2'−β2 （２）となる。

【０００９】この作動流体の設計流入角度との差△β
は、動翼における翼形損失に大きな影響を与える。設計
された翼流入角度に対して実際の作動流体の流入角度が
相違すると翼形損失が増大することは一般的に知られて
いる。特に動翼は、前縁部が尖角であるため、静翼と比
較して顕著な増加となる。また、翼入口から翼出口まで
の流体の転向角度が大きい程翼形損失が大きいことも一
般的に知られている。図７（ａ）および図７（ｂ）から
もわかるように、動翼根元部分の転向角度εr は、動翼
先端部分の転向角度εt よりも大きい。すなわち、動翼
における翼形損失ζb と作動流体の設計翼流入角度との
差△βとの関係は、図１１に示すように動翼根元部分の
翼型損失ζbrが、動翼先端部分の翼型損失ζbtよりも大
きくなる。また図８に示したように、動翼の転向角度
は、動翼根元部分から動翼先端部分に至るまで連続的に
小さくなるので、動翼の根元部分と動翼の先端部分との
間（以下、動翼中間部分と称する）の翼型損失は、動翼
根元部分の翼型損失ζbrと動翼先端部分の翼型損失ζbt
との中間の値となる。以降の説明では、動翼の転向角度
が最も大きい場合、すなわち動翼根元部分と、動翼の転
向角度が最も小さい場合、すなわち動翼先端部分とを例
にとって説明する。

【００１０】動翼根元部分および動翼先端部分の翼型損
失は、△β＝０のとき、すなわち作動流体が各々の設計
翼流入角度β2 で流入したときに各々の最小値ζbrmin
およびζbtmin となる。図１２（ａ）および図１２
（ｂ）は、動翼５が静翼３の１ピッチ分の流路を通過す
る際の、動翼５の翼型損失の変化を示したものである。
図１２（ａ）に示すように、動翼５は静翼３の円周方向
１ピッチ分の流路Ｘを通過する際に必ず静翼３からのウ
ェークＷを横切ることになる。回転方向Ｄに移動する動
翼５が、ある円周方向位置にあるときの動翼根元部分の
翼型損失ζbrおよび動翼先端部分の翼形損失ζbtは、図
１２（ｂ）のようになる。すなわち、動翼が主流の領域
にあるときは作動流体が設計翼流入角度で流入するの
で、△β＝０となり、図１１からもわかるように、動翼
根元部分の翼型損失ζbrは最小値ζbrmin と等しくな
り、動翼先端部分の翼型損失ζbtは最小値ζbtmin と等
しくなる。これに対して、動翼がウェークＷの領域に入
ると、△β≠０となるので、図１１からもわかるよう
に、動翼根元部分の翼型損失ζbrはζbrmin よりも大き
くなり、動翼先端部分の翼型損失ζbtはζbtmin よりも
大きくなる。その結果、動翼根元部分の翼形損失１ピッ
チ平均値ξb ｒはζbrmin よりも大きくなり、動翼先端
部分の翼形損失１ピッチ平均値ξbtはζbtmin よりも大
きくなる。また動翼の転向角度は、図８からもわかるよ
うに、動翼根元部分のほうが動翼先端部分よりも大きい
ので、動翼根元部分の翼形損失の１ピッチ平均値ξbrは
動翼先端部分の翼形損失の１ピッチ平均値ξbtよりも大
きくなる。

【００１１】ところでウェークの作動流体は、図１３に
示すようにＳ１、Ｓ２、Ｓ３と静翼３の後縁７から下流
方向に離れるに従って、主流部分の作動流体と混合され
る。すなわちウェークＷの速度Ｃ2'は静翼５の後縁７か
ら下流方向に離れるに従って主流の速度Ｃ2 に近付いて
くる。このため、同図に示すように作動流体の設定動翼
流入角度との差△βは、静翼５の後縁７から下流方向に
離れるに従って小さくなる。

【００１２】以上より、静翼の後縁から動翼の前縁まで
の軸流方向距離Ｌと動翼の翼形損失の１ピッチ平均値ξ
b との関係は、図１４に示すようになる。図１２（ｂ）
からも分かるように、動翼根元部分の翼型損失の１ピッ
チ平均値ξbrのほうが、動翼先端部分の翼型損失の１ピ
ッチ平均値ξbtよりも大きくなる。また、静翼の後縁か
ら動翼の前縁までの軸流方向距離Ｌが大きくなると、動
翼根元部分の翼型損失の１ピッチ平均値ξbrおよび動翼
先端部分の翼型損失の１ピッチ平均値ξbtは、各々ζbr
min およびζbtmin に漸近的に近付く。

【００１３】次に、静翼からのウェークの混合による混
合損失について説明する。上記のように、静翼の後縁か
ら動翼の前縁に至る間、ウェークの流体は主流部分の作
動流体と混合されるために、作動流体の粘性に基づく熱
が発生し、流体のエネルギが失われ、混合損失が発生す
る。図１５は、縦軸に混合損失の１ピッチ平均値ξm
を、横軸に静翼の後縁から動翼の前縁までの軸流方向距
離Ｌを示しており、動翼の前縁までの軸流方向距離Ｌが
大きくなるに従って、ウェークの混合が促進され、混合
損失の１ピッチ平均値ξm も大きくなる。

【００１４】以上説明した２つの損失から、タービン静
翼後縁からタービン動翼前縁に至る軸流方向距離が影響
を及ぼすエネルギ損失を総合的に評価すると、図１６の
如くなる。本図において、縦軸は静翼後縁から動翼前縁
に至る軸流方向距離が影響を及ぼすエネルギ損失ζ（＝
ξb ＋ξm ）を、横軸は静翼の後縁から動翼の前縁に至
るまでの軸流方向距離Ｌを示す。本図より、静翼の後縁
から動翼の前縁に至るまでの軸流方向距離Ｌには、段落
根元部分および段落先端部分各々について、上記エネル
ギ損失ζr（＝ξbr＋ξm ）、およびζt（＝ξbt＋ξm
）が最小となる静翼の後縁から動翼の前縁に至る軸流
方向距離が存在することがわかる。

【００１５】同じ静翼の後縁から動翼の前縁に至るまで
の軸流方向距離Ｌにおいては、転向角度の大きい動翼根
元部分における動翼の翼型損失ξbrが転向角度の小さい
動翼先端部分における動翼の翼型損失ξbtよりも大き
い。また動翼根元部分における翼型損失ξbrが一定値に
近付くまでの静翼の後縁から動翼の前縁に至るまでの軸
流方向距離のほうが、動翼先端部分におけるξbtが一定
値に近付くまでの静翼の後縁から動翼の前縁に至るまで
の軸流方向距離よりも大きい。従って、上記エネルギ損
失ζが最小となる段落根元部分の静翼後縁から動翼前縁
に至る軸流方向距離（以下、段落根元部分の最適軸流方
向距離と称する）をＬro、段落先端部分の静翼後縁から
動翼前縁に至る軸流方向距離（以下、段落先端部分の最
適軸流方向距離と称する）をＬtoとすると、Ｌro＞Ｌto （３）の関係が成立することがわかる。

【００１６】以上、動翼の転向角度の大きい場合として
動翼の根元部分を、動翼の転向角度の小さい場合として
動翼の先端部分を例にとって説明したが、動翼の中間部
分についても同様に上記エネルギ損失を最小にする静翼
後縁から動翼前縁に至る軸流方向距離が存在する。前述
したように動翼中間部分の動翼の翼型損失が、動翼根元
部分の翼型損失と動翼先端部分の翼型損失との間の値と
なるので、動翼中間部分において上記エネルギ損失を最
小にする最適軸流方向距離は、段落根元部分の最適軸流
方向距離Ｌroから段落先端部分の最適軸流方向距離Ｌto
まで連続的に変化する。図１７は、動翼の高さ位置と、
最適軸流方向距離の関係を示したものである。本図から
もわかるように、動翼の高さ位置が大きいほど、最適軸
流距離は小さくなる。

【００１７】しかるに、従来の軸流タービン段落では、
図８に示すように、動翼の転向角度の大きい段落根元部
分から動翼の転向角度の小さい段落先端部分にかけて、
静翼の後縁から動翼の前縁に至る軸流方向距離が大きく
なるので、段落の根元部分から段落の先端部分にかけて
静翼後縁から動翼前縁に至るまでの軸流方向距離が最適
軸流方向距離となることは不可能であり、上記エネルギ
損失が最小となっていないという問題があった。

【００１８】本発明は、上記問題点を解決するためにな
されたものであり、軸流タービンにおける上記エネルギ
損失を低減しタービン性能を向上し得る軸流タービンを
提供することを目的とする。

【００１９】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、タービン静翼とタービン動翼によって構
成される軸流タービン段落において、タービン段落の根
元部分からタービン段落の先端部分にかけて、タービン
静翼の後縁からタービン動翼の前縁に至るまでの軸流方
向距離をタービン動翼の転向角度に応じて変化させ、か
つタービン動翼の転向角度が大きいほどタービン静翼の
後縁からタービン動翼の前縁に至るまでの軸流方向距離
が大きくなるように構成したことを特徴とする。

【００２０】

【作用】段落根元部分から段落先端部分にかけてタービ
ン静翼後縁からタービン動翼前縁に至る軸流方向距離が
影響を及ぼすエネルギ損失（＝静翼からのウェークによ
り増加する動翼の翼形損失＋静翼からのウェークの混合
による混合損失）を最小にすることができ、従来技術の
軸流タービンに比べてタービン性能を大幅に向上させる
ことができる。

【００２１】

【実施例】以下、本発明の実施例を添付図面を参照して
説明する。また、同一部材には同一符号を付す。図１
は、本発明に係る軸流タービンの段落を示す断面図であ
る。本図において、静翼外輪１と静翼内輪２によって固
定された静翼３と、回転軸４に固定された動翼５によっ
て構成されている。本実施例においては、静翼３は従来
技術と同様であり、動翼５の前縁６の軸流方向位置を段
落先端部分から段落根元部分にかけて、静翼３の後縁７
から動翼５の前縁７に至る軸流方向距離がＬtからＬr
まで連続的に大きくなるように配設したものである。

【００２２】図２は、動翼の転向角と最適軸流距離の実
際的な関係を示したものである。実験結果等により、動
翼の転向角度εが５０度〜１５０度の範囲では、動翼の
転向角度εと最適軸流距離Ｌopt との間には経験的にＬ
opt ／ｔe ＝ａ・ε＋ｂの関係が成立する。ここで、ｔ
e は静翼の後縁の厚さであり、静翼の後縁から発生する
ウェークの大きさに関係するパラメータである。この動
翼の転向角度εの範囲では、定数ａを０．２９とし、定
数ｂを−４．６〜＋３．３の範囲で選定すると、実機に
適用して好適となる。本図に示す範囲で動翼の任意の翼
高さ位置での静翼後縁から動翼前縁までの軸流方向距離
をその翼高さ位置での転向角度に応じて選定すれば、段
落根元部分から段落先端部分に至るまで、タービン静翼
後縁からタービン動翼前縁に至る軸流方向距離が影響を
及ぼすエネルギ損失（＝静翼からのウェークにより増加
する動翼の翼形損失＋静翼からのウェークの混合による
混合損失）を段落の任意の高さ位置で最小にすることが
でき、段落全体としてタービン静翼後縁からタービン動
翼前縁に至る軸流方向距離が影響を及ぼすエネルギ損失
を低減できる。

【００２３】図３は、本発明の他の実施例を示すタービ
ンの断面図である。本実施例においては、動翼５は従来
技術と同様であり、静翼３の後縁７の軸流方向位置を段
落先端部分から段落根元部分にかけて、静翼３の後縁７
から動翼５の前縁６に至る軸流方向距離がＬt からＬr
まで連続的に大きくなるように配設したものである。ま
た図４は、本発明の他の実施例を示すタービンの断面図
である。本実施例においては、静翼３の後縁７および動
翼５の前縁６の軸流方向位置を段落先端部分から段落根
元部分にかけて、静翼３の後縁７から動翼５の前縁６に
至る軸流方向距離がＬt からＬr まで連続的に大きくな
るように従来の軸流タービン段落から変更して配設した
ものである。

【００２４】図３および図４に示した実施例において
も、図２に示す範囲で静翼後縁から動翼前縁までの軸流
方向距離を選定すれば、段落根元部分から段落先端部分
に至るまで、タービン静翼後縁からタービン動翼前縁に
至る軸流方向距離が影響を及ぼすエネルギ損失を段落の
任意の高さ位置で最小にすることができ、段落全体とし
てタービン静翼後縁からタービン動翼前縁に至る軸流方
向距離が影響を及ぼすエネルギ損失を低減できる。

【００２５】

【発明の効果】以上説明したように、本発明は、タービ
ン段落の根元部分からタービン段落の先端部分にかけ
て、タービン静翼の後縁からタービン動翼の前縁に至る
までの軸流方向距離をタービン動翼の転向角度に応じて
変化させ、かつタービン動翼の転向角度が大きいほどタ
ービン静翼の後縁からタービン動翼の前縁に至るまでの
軸流方向距離が大きくなるように構成したので、段落根
元部分から段落先端部分にかけてタービン静翼後縁から
タービン動翼前縁に至る軸流方向距離が影響を及ぼすエ
ネルギ損失（＝静翼からのウェークにより増加する動翼
の翼形損失＋静翼からのウェークの混合による混合損
失）を最小にすることができ、従来技術の軸流タービン
に比べてタービン性能を大幅に向上させることができ
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施例を示す軸流タービンの断面図。

【図２】動翼の転向角度の最適軸流方向距離との関係を
示す図。

【図３】本発明の他の実施例を示す軸流タービンの断面
図。

【図４】本発明のさらに他の実施例を示す軸流タービン
の断面図。

【図５】従来の軸流タービンの断面図。

【図６】従来の軸流タービンを半径方向から見た図。

【図７】（ａ），（ｂ）は動翼の転向角度説明図。

【図８】動翼の転向角度変化説明図。

【図９】従来の軸流タービンの動翼高さ位置と静翼後縁
から動翼前縁までの軸流方向距離との関係を示す図。

【図１０】静翼のウェークにより動翼への流体の流入角
度が変化することを説明する図。

【図１１】動翼の翼型損失を説明する図。

【図１２】（ａ），（ｂ）はそれぞれ静翼のウェークに
より動翼の翼型損失が変化することを説明する図。

【図１３】静翼からのウェークの変化を説明する図。

【図１４】動翼の翼型損失が静翼の後縁から動翼の前縁
に至る軸流方向距離により変化することを説明する図。

【図１５】静翼からのウェークの混合損失を説明する
図。

【図１６】静翼の後縁から動翼の前縁に至る損失説明
図。

【図１７】動翼高さ位置と最適軸流方向距離との関係を
示す図。

【符号の説明】

１静翼外輪２静翼内輪３静翼５動翼６動翼の前縁７静翼の後縁Ｌ静翼の後縁から動翼の前縁に至るまでの軸流方向距
離Ｌr 段落根元部分の静翼の後縁から動翼の前縁に至る
までの軸流方向距離Ｌt 段落先端部分の静翼の後縁から動翼の前縁に至る
までの軸流方向距離

フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F01D 5/14 F01D 9/02

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】タービン静翼とタービン動翼によって構成
される軸流タービン段落において、そのタービン段落の
根元部分からタービン段落の先端部分にかけて、タービ
ン静翼の後縁からタービン動翼の前縁に至るまでの軸流
方向距離を、タービン動翼の転向角度が大きいほどター
ビン静翼の後縁からタービン動翼の前縁に至るまでの軸
流方向距離が大きくなるように、タービン静翼の後縁か
らタービン動翼の前縁に至るまでの軸流方向距離をＬと
し、タービン静翼の後縁の厚さをｔとし、タービン動翼
の転向角度をεとしたとき、Ｌ／ｔ＝ａ・ε＋ｂ（ａ、
ｂは定数）となるように構成したことを特徴とする軸流
タービン。
【請求項２】前記定数ａを０．２９、定数ｂを−４．６
〜＋３．３の範囲で選定したことを特徴とする、請求項
１記載の軸流タービン。