JP3910648B2 - Turbine nozzle, turbine blade and turbine stage - Google Patents
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、軸流タービンにおけるタービンノズル、タービン動翼、及びその組合わせからなるタービン段落に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、軸流タービンにおいては、性能向上を目的として内部効率の向上のための種々の技術が採用されているが、タービン内部損失のうち特に２次流れ損失はタービンの各段落に共通する損失であるため、その改善策が要望されている。
【０００３】
図１０は一般的な軸流タービンのノズル構成を示す図であって、複数枚のノズル翼１がダイヤフラム外輪２とダイヤフラム内輪３との間に形成される環状流路４に周方向に配列されている。
【０００４】
また、このように形成されたタービンノズルの下流側には、図１１に示すように、上記各ノズル翼１に対向して複数枚の動翼５が配設されている。この動翼５はロータディスク６の外周に周方向に所定間隔で列状に植設されており、動翼５の外周端には、動翼を固定するため及び作動流体の漏洩を防止するためシュラウド７が装着してある。
【０００５】
次に、上記の段落構成において、タービンノズルをノズル出口側から観察した斜視図である図１０を参照して、ノズル翼１における２次流れの発生機構について説明する。すなわち、高圧蒸気などの作動流体は、隣接するノズル翼１の間で形成される翼間流路を流れるときに流路内で円弧状に曲げられて流れる。このときノズル翼１の背面Ｂから腹面Ｆ方向に遠心力を生じ、この遠心力と静圧が平衡しているため、腹面Ｆにおける静圧が高くなり、一方背面Ｂにおいては作動流体の流速が大きいため静圧が低くなる。そのため、流路内では腹面Ｆから背面Ｂに向って圧力勾配を生じる。この圧力勾配はダイヤフラム外輪２とダイヤフラム内輪３の周壁面上に形成される流速の遅い層、すなわち境界層においても同じである。
【０００６】
ところが、境界層付近においては流速が小さく、作用する遠心力も小さいため、腹面Ｆから背面Ｂへの圧力勾配に抗しきれずに腹面Ｆ側から背面Ｂ側に向かう流れ、すなわち２次流れ８が生ずる。そして、この２次流れ８はノズル翼１の背面Ｂ側に衝突して巻き上がり、ノズル翼１の内輪側及び外輪側の両接合端において、それぞれ２次流れ渦９ａ、９ｂを発生する。このようにして作動流体が保有するエネルギは、２次流れ渦９ａ、９ｂを形成するためにその一部が散逸する。しかもノズル流路内で発生する上記２次流れ渦９ａ、９ｂは作動流体の不均一な流れを生じ、ノズル性能を著しく低下させる。
【０００７】
ところで、上記ノズル流路内で発生する２次流れ渦９ａ、９ｂに起因する２次流れ損失を低減するためには種々のタービンノズルが研究されている。
【０００８】
例えば、ノズル翼をタービンの回転中心を通るラジアル線（図１０のＥ）に対して湾曲させて取り付けた形状を採用したタービンノズルがある。図１２は、この湾曲ノズル１ｂを採用したタービンノズルを示す斜視図である。このような湾曲ノズル１ｂでは翼間流路における速度ベクトルを根元側ではダイヤフラム内輪３、先端側では逆にダイヤフラム外輪２の方向に向ける効果があり、ダイヤフラム内輪３及びダイヤフラム外輪２の両方で境界層の成長が抑制される。その結果図１３の点線Ｐ2 に示すように、実線Ｐ1 で示す従来の圧力損失に比して、ノズル根元部、および先端部での圧力損失が大幅に低減される。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記従来の湾曲ノズルでは、速度ベクトルの向きが根元側及び先端側でそれぞれダイヤフラム内輪、ダイヤフラム外輪の方向となるため、図１４の点線ｆ2 に示すように、流体の流量分布が根元部と先端部で流量大、中央部で流量小となる。しかして、壁面近傍では速度ベクトルが壁面方向に向いているため２次流れ損失は低減できるが、図１４の実線ｆ1 に示す従来のタービンノズルにおける流量分布に比較して、流路の翼高さ中央部における圧力損失が小さい領域（図１３のＰ2 参照）への流量が少なくなり、段落効率向上の貢献度は小さくなる。また、湾曲型ノズル翼の出口部における流量分布は、動翼の性能に大きく影響を及ぼす。すなわち、湾曲型ノズル出口の根元部と先端部から流出した流体は動翼を通過する際に円滑にエネルギ変換する必要があるが、根元部と先端部の流量が多いため、動翼内において損失が増大し、有効にエネルギ変換ができない。したがって、湾曲型ノズルに合った動翼のフローパターン（流出角）が不可欠である。
【００１０】
本発明はこのような点に鑑み、簡単な構造を有し、タービンノズル、タービン動翼の２次流れ損失を低減させるとともに翼高さ方向の流体の流量分布をもコントロールすることで段落性能を向上させることができるタービンノズル、タービン動翼及びそれらを組合わせたタービン段落を得ることを目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
第一の発明は、ダイヤフラム内輪とダイヤフラム外輪との間に形成される環状流路に周方向に複数のノズル翼を列状に配設したタービンノズルにおいて、ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣接するノズル翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α（ =sin -1 (S/T) ）を、翼高さ方向中央部で最大値となるようにして高効率部への流量を増加させるとともに、前記幾何学的流出角αを翼根元部より若干翼 高さ中央部に寄った領域、及び翼先端部より若干翼高さ中央部に寄った領域においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成し、前記根元部及び前記先端部の流量を多くすることにより流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けて前記環状流路壁面部での２次流れ損失を低減したことを特徴とする。
【００１２】
第二の発明は、タービンロータの植込部に複数の動翼を列状に配設したタービン動翼において、動翼後縁端とその動翼に隣接する動翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α（ =sin -1 (S/T) ）を、動翼高さ方向中央部で最大値となるようにして高効率部への流量を増加させるとともに、前記幾何学的流出角αを翼根元部より若干翼高さ中央部に寄った領域、及び翼先端部より若干翼高さ中央部に寄った領域においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成し、前記根元部及び前記先端部の流量を多くすることにより流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けて前記環状流路壁面部での２次流れ損失を低減したことを特徴とする。
【００１３】
また、第三の発明は、上記タービンノズルとタービン動翼との組み合わせからなるタービン段落である。
【００１４】
【作用】
上述のように、ノズル翼或いはタービン動翼において、翼の後縁端とその翼に隣接する翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α（ =sin -1 (S/T) ）を、翼高さ方向中央部で最大値となるようにしているため、高効率部への流量を増加させることができ、効率アップが図られ、また、幾何学的流出角αを翼根元部より若干翼高さ中央部に寄った領域、及び翼先端部より若干翼高さ中央部に寄った領域においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成し、根元部及び先端部の流量を多くすることにより、流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けて環状流路壁面部での２次流れ損失を低減することができる。
【００１５】
【実施例】
まず、図１乃至図７を参照して本発明の参考例について説明する。
【００１６】
図１において、ノズルダイヤフラム外輪２とノズルダイヤフラム内輪３との間に形成される環状流路４に複数のノズル翼１を周方向に所定間隔をおいて列状に配設し、各ノズル翼１の先端部及び根元部の接合端をノズルダイヤフラム外輪２とノズルダイヤフラム内輪３に接合することによってタービンノズルが構成されている。
【００１７】
上記ノズル翼１は、図１に示すように、翼高さ方向の中央部で断面位置がラジアル線Ｅに対して周方向へ移動せしめられている。すなわち、ノズル翼１は縦断面においてその腹面が隣接するノズル翼の背面側に向って高さ方向中央部で突出するように湾曲されている。
【００１８】
このときの移動量は、根元部と先端部で各々発生する２次流れ損失の大きさから決められ、ラジアル線に対するノズル翼の翼面のなす角が根元部において１０°、先端部において５°が最適となる。この最適移動量より大きすぎると急激な流線の変化が生じ、効率的に好ましくない。したがって、断面の移動量の許容範囲は、図３の（ａ）に示すように、通路高さ方向（翼の高さ方向）に根元部から中央部に向い１０±５°、先端部から中央部に向い５±５°としてある。このノズルは上述のように断面位置を移動した湾曲型にすることでノズル出口における流出角度が図３の（ｂ）で示すように、従来の湾曲しないノズルよりも根元部及び先端部で流出偏向角度が大きく、中央部でその角度が小さくなる。
【００１９】
ところで、図２に示すように、ノズルの後端縁とそのノズルに隣接するノズルの背面との最短距離すなわちノズル流路の最小通路幅をスロート幅Ｓとし、環状部の円周長さをノズル数で割った環状ピッチＴとした場合、本発明においては段落性能が高くなるように、根元部、中央部、及び先端とでそれぞれＳ／Ｔが変化されている。
【００２０】
図３（ｃ）は段落効率が最高となるＳ／Ｔの分布を示す。このＳ／Ｔ変化の許容値範囲は中央部の最高のＳ／Ｔに対し、根元部と先端部で各々小さくし、下記の値となる。すなわち、根元部、中央部、先端部のＳ／Ｔを幾何学的な流出角で整理し、それぞれαｒ＝ｓｉｎ-1（Ｓ／Ｔ）ｒ、αｃ＝ｓｉｎ-1（Ｓ／Ｔ）ｃ、αｔ＝ｓｉｎ-1（Ｓ／Ｔ）ｔとすると、根元部αｒ＝αｃ−（２〜６°）、先端αｔ＝αｃ−（１〜４°）が許容限界となる。
【００２１】
しかして、このＳ／Ｔの分布によって、流路中央部で幾何学的流出角ｓｉｎ-1（Ｓ／Ｔ）が大きくなるので、上記ノズルの湾曲にこのＳ／Ｔ分布を付加することによって、図３の（ｄ）に示すように流出角が根元部、先端部及び中央部の３カ所でピーク点が発生する。
【００２２】
図４は、上記タービンノズルの後方に配設されているタービン動翼５の斜視図であって、ノズル翼と同様にその断面重心線Ｊが高さ方向中央部において隣接する動翼側に突出するように湾曲された複数の動翼５がタービンロータデイスク６の植込み部に列状に配設されている。
【００２３】
ところで、図５、図６は、例えば高さＨ＝７５ｍｍ、高さＨ／根元部直径Ｄ＝０．１５のノズルのノズル出口における高さ方向の単位面積流量分布及び圧力損失の比較を示す図であって、従来の湾曲型ノズルにおいては、図５の点線ｆ2 で示すように流路中央部高さ位置で流量が少なく、図６の点線Ｐ2 に示すように当該部において圧力損失が少ない。すなわち、従来の湾曲型ノズルにおいてはノズル性能が良いにもかかわらず、流量が少ないため、有効にエネルギー変換ができない。
【００２４】
これに対し、この参考例においてはＳ／Ｔをコントロールすることによって、図５の実線ｆ3 で示すように中央高さ位置において流量を多くすることができ、有効にエネルギ変換を行なうことができる。
【００２５】
すなわち、図７に示すように、スロート幅の大きい中央高さ位置部の流量Ｇ2 は根元部流量Ｇ1 や先端部流量Ｇ3 と比較して大きなものとなる。また、ノズルの高さ方向（半径方向）の流体流出側に最突出点を有するようにノズル断面を移動することにより、ノズル根元部及び先端部において流体がそれぞれダイヤフラム内輪３の外周壁面およびダイヤフラム外輪２の内周壁面に押圧される。したがって当該部における流量は中央部に比べて少ないながらも図７のＧ1 、Ｇ3 に見られるように流線は上記外周壁面及び内周壁面側に向けられ、２次流れを抑制する効果が得られる。
【００２６】
この効果は、試験結果から、ノズル高さ４５ｍｍ以上、高さＨ／根元部直径Ｄが０．０５以上のもので大きくなり、それらの値以下ではノズル出口の高さ方向における圧力損失分布が急変し、段落性能が逆に悪化する傾向にある。
【００２７】
一方、タービン動翼においても、周方向の断面移動を上記ノズル翼と同一とし、根元部から中央部で１０±５°、先端部から中央部で５±５°としてある。またＳ／Ｔの変化は、上記ノズル翼と同一の傾向となるが、幾何学的な流出角αの変化量が変わり、それぞれ中央部の最大の流出角αｃに対し、根元部αｒ＝αｃ−（０〜３°）、先端部αｔ＝αｃ−（３〜６°）とすることで、動翼においてノズル翼と同様の効果を得ることができる。さらに、上記ノズル翼、及び動翼を組み合わせることによって段落内で一貫した向きの流線となる。
【００２８】
図８は本発明の実施例を示すノズル翼部の斜視図であり、このタービンノズルは、図９に示すように翼高さ中央部でＳ／Ｔの分布が最大点Ｍを有し、その中央部と根元部及び先端部との間にそれぞれ極小値Ｎ1 、Ｎ2 が存在するように、根元部と先端部でもＳ／Ｔが大きくなるようにしてある。すなわち、図８に示すように、翼高さ中央部における中央部スロート幅Ｓ2 が最大で、その上方及び下方に極小点スロート幅Ｓ4 、Ｓ5 が形成され、根元部及び先端部ではそれより大きなスロート幅Ｓ1 、Ｓ3 となるように形成されている。
【００２９】
このように翼高さ中央部にＳ／Ｔの最大点Ｍを有しているため、中央の効率の良い領域に多くの流量を流すことができ、かつ根元部及び先端部近傍部で極小値Ｎ１、Ｎ２形成部より多くの流量を流すことができ、流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けることとなり、壁面部での２次流れ損失を低減することができる。しかも、翼高さ中央部と根元部及び先端部との間においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成されていることにより、内周壁面及び外周壁面での流量が最小となることがなく、翼根元部及び翼先端部に翼高さ方向の圧力分布が生じて逆に損失が大きくなることが防止される。
【００３０】
また、同様な形状を有するタービン動翼と組み合わせたタービン段落とすることにより、段落においてノズルでの効率向上分を損ねることなく動翼での効率を向上させ、タービン段落の性能を向上させることができる。
【００３１】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、ノズル翼或いはタービン動翼において、翼の後縁端とその翼に隣接する翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α（ =sin -1 (S/T) ）を、翼高さ方向中央部で最大値となるようにしているため、高効率部への流量を増加させることができ、効率アップが図られ、また、幾何学的流出角αを翼根元部より若干翼高さ中央部に寄った領域、及び翼先端部より若干翼高さ中央部に寄った領域においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成し、根元部及び先端部の流量を多くすることにより、流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けて環状流路壁面部での２次流れ損失を低減することができる。さらに、上記形状を有するノズル翼と動翼とを組み合わせた段落とすることにより、段落出力を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の参考例に係るタービンノズルの部分斜視図。
【図２】 ノズル翼の断面図。
【図３】 （ａ）、（ｂ）、（ｃ）、（ｄ）はそれぞれ翼高さ方向における断面移動量、流出偏向角、ｓｉｎ-1（Ｓ／Ｔ）、△α＋ｓｉｎ-1（Ｓ／Ｔ）の変化説明図。
【図４】 本発明の参考例に係る動翼の斜視図。
【図５】 本発明の参考例に係るノズル翼及び従来のノズル翼の半径方向流量分布図。
【図６】 本発明の参考例に係るノズル翼及び従来のノズル翼の半径方向圧力損失分布図。
【図７】 本発明の参考例に係るタービン段落における流体流動状態説明図。
【図８】 本発明の実施例を示す斜視図。
【図９】 図８に示すタービンノズルにおけるＳ／Ｔ分布図。
【図１０】 従来のタービンノズルの部分斜視図。
【図１１】 従来のタービン段落の縦断面図。
【図１２】 湾曲ノズルの斜視図。
【図１３】 従来のタービンノズルにおける圧力損失分布図。
【図１４】 従来のタービンノズルにおる流量分布図。
【符号の説明】
１ ノズル翼
２ ダイヤフラム外輪
３ ダイヤフラム内輪
５ 動翼
６ ロータディスク
７ シュラウド[0001]
[Industrial application fields]
The present invention relates to a turbine stage including a turbine nozzle, a turbine rotor blade, and a combination thereof in an axial flow turbine.
[0002]
[Prior art]
In general, axial turbines employ various techniques for improving internal efficiency for the purpose of improving performance. Among turbine internal losses, the secondary flow loss is a loss common to each stage of the turbine. Therefore, there is a need for improvement.
[0003]
FIG. 10 is a diagram showing a nozzle configuration of a general axial turbine, in which a plurality of nozzle blades 1 are arranged in an
[0004]
Further, on the downstream side of the turbine nozzle formed in this way, as shown in FIG. 11, a plurality of moving
[0005]
Next, with reference to FIG. 10, which is a perspective view of the turbine nozzle observed from the nozzle outlet side in the above paragraph configuration, a secondary flow generation mechanism in the nozzle blade 1 will be described. That is, the working fluid such as high-pressure steam flows while being bent in an arc shape in the flow path when flowing through the inter-blade flow path formed between the adjacent nozzle blades 1. At this time, a centrifugal force is generated in the direction of the abdominal surface F from the back surface B of the nozzle blade 1, and since the centrifugal force and the static pressure are balanced, the static pressure on the abdominal surface F is increased. Is large, the static pressure is low. Therefore, a pressure gradient is generated from the abdominal surface F toward the back surface B in the flow path. This pressure gradient is the same in the layer having a low flow velocity formed on the peripheral wall surfaces of the diaphragm
[0006]
However, in the vicinity of the boundary layer, the flow velocity is small, and the acting centrifugal force is also small, so that a flow from the abdominal surface F side to the back surface B side, that is, the
[0007]
By the way, various turbine nozzles have been studied in order to reduce the secondary flow loss caused by the
[0008]
For example, there is a turbine nozzle that adopts a shape in which nozzle blades are curved and attached to a radial line (E in FIG. 10) passing through the rotation center of the turbine. FIG. 12 is a perspective view showing a turbine nozzle that employs the curved nozzle 1b. Such a curved nozzle 1b has the effect of directing the velocity vector in the flow path between the blades toward the diaphragm
[0009]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the conventional curved nozzle, orientation root side and each diaphragm inner ring at a tip end of the velocity vector, since the direction of the diaphragm outer ring, as shown in dotted line f 2 in FIG. 14, the flow rate distribution of the fluid is the root portion The flow rate is large at the tip and small at the center. Accordingly, the secondary flow loss can be reduced because the velocity vector is directed in the wall direction in the vicinity of the wall surface, but the blade height of the flow path is larger than the flow rate distribution in the conventional turbine nozzle shown by the solid line f 1 in FIG. the flow rate to the region the pressure loss is small (see P 2 in FIG. 13) is reduced in the central portion, the contribution of paragraphs efficiency decreases. The flow rate distribution at the outlet of the curved nozzle blade greatly affects the performance of the moving blade. In other words, the fluid that flows out from the root and tip of the curved nozzle outlet needs to smoothly convert energy when passing through the rotor blade. Increases and energy conversion cannot be performed effectively. Therefore, the flow pattern (outflow angle) of the moving blade that matches the curved nozzle is indispensable.
[0010]
In view of these points, the present invention has a simple structure, reduces the secondary flow loss of the turbine nozzle and turbine blade, and controls the flow distribution of the fluid in the blade height direction to improve the paragraph performance. It is an object of the present invention to obtain a turbine nozzle, a turbine rotor blade, and a turbine stage combining them that can be improved.
[0011]
[Means for Solving the Problems]
The first aspect of the present invention, the diaphragm inner ring and Te turbine nozzle odor which is arranged in a row a plurality of nozzle blade in the circumferential direction in the annular passage formed between the diaphragm outer ring edge and its nozzle after the nozzle blade The geometrical outflow angle α ( = sin -1 (S / T) ) obtained from the ratio S / T of the shortest distance S to the back of the nozzle blade adjacent to the blade and the annular pitch T The flow rate to the high-efficiency part is increased so as to reach the maximum value at the same time, and the geometric outflow angle α is slightly closer to the blade height center than the blade root and slightly higher than the blade tip. In the region close to the central portion, each is formed so as to have one minimum value, and by increasing the flow rate of the root portion and the tip portion, the fluid velocity vector is directed toward the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface side. Featuring reduced secondary flow loss at the wall surface of the annular channel To do.
[0012]
The second invention, the shortest distance a plurality of rotor blades to the implanting portion of the turbine rotor Te turbine blade odor which is arranged in a row, the moving blade trailing edge end and blades of the rear adjacent to the blades Highly efficient part with the geometric outflow angle α ( = sin -1 (S / T) ) calculated from the ratio S / T of S and annular pitch T at the center of the blade height direction And the geometric outflow angle α in the region slightly closer to the blade height center than the blade root and in the region slightly closer to the blade height center than the blade tip. Secondary flow loss at the wall surface of the annular channel is formed so as to have a minimum value, and the flow rate vector of the fluid is directed toward the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface by increasing the flow rate of the root portion and the tip portion. It is characterized by having reduced .
[0013]
Moreover, 3rd invention is a turbine stage which consists of a combination of the said turbine nozzle and a turbine rotor blade.
[0014]
[Action]
As described above, in the nozzle blade or turbine blade, the geometric outflow angle α obtained from the ratio S / T of the shortest distance S between the trailing edge of the blade and the back surface of the blade adjacent to the blade and the annular pitch T. ( = Sin -1 (S / T) ) is set to the maximum value in the center of the blade height direction, the flow rate to the high efficiency part can be increased, and the efficiency can be improved. The geometric outflow angle α is formed so as to have one minimum value in the region slightly closer to the blade height center than the blade root and in the region slightly closer to the blade height center than the blade tip. By increasing the flow rates of the root part and the tip part, it is possible to reduce the secondary flow loss at the annular channel wall surface part by directing the velocity vector of the fluid toward the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface side.
[0015]
【Example】
First, a reference example of the present invention will be described with reference to FIGS.
[0016]
In FIG. 1, a plurality of nozzle blades 1 are arranged in a row at predetermined intervals in the circumferential direction in an
[0017]
As shown in FIG. 1, the nozzle blade 1 is moved in the circumferential direction with respect to the radial line E at the center in the blade height direction. That is, the nozzle blade 1 is curved so that its abdominal surface protrudes at the center in the height direction toward the back side of the adjacent nozzle blade in the longitudinal section.
[0018]
The amount of movement at this time is determined from the magnitude of the secondary flow loss generated at the root portion and the tip portion, and the angle formed by the blade surface of the nozzle blade with respect to the radial line is 10 ° at the root portion and 5 ° at the tip portion. Is optimal. If it is larger than this optimum movement amount, a rapid streamline change occurs, which is not preferable in terms of efficiency. Therefore, as shown in FIG. 3 (a), the allowable range of movement of the cross section is 10 ± 5 ° from the root to the center in the passage height direction (the blade height direction), and from the tip to the center. The angle is 5 ± 5 °. This nozzle is a curved type whose cross-sectional position is moved as described above, so that the outflow angle at the nozzle outlet is as shown in FIG. 3 (b). The angle is large and the angle is small at the center.
[0019]
By the way, as shown in FIG. 2, the shortest distance between the rear edge of the nozzle and the back surface of the nozzle adjacent to the nozzle, that is, the minimum passage width of the nozzle channel is defined as the throat width S, and the circumferential length of the annular portion is defined as the nozzle. In the case of the annular pitch T divided by the number, in the present invention, the S / T is changed at the root, the center, and the tip so that the paragraph performance is improved.
[0020]
FIG. 3C shows the S / T distribution with the highest paragraph efficiency. The permissible value range of this S / T change is smaller at the root portion and the tip portion than the highest S / T at the center portion, and becomes the following value. That is, S / T of the root portion, the central portion, and the tip portion is arranged by a geometric outflow angle, and α r = sin −1 (S / T) r and α c = sin −1 (S / T), respectively. When c and α t = sin −1 (S / T) t , the root portion α r = α c − (2 to 6 °) and the tip α t = α c − (1 to 4 °) are allowable limits. .
[0021]
Thus, since the geometric outflow angle sin −1 (S / T) is increased at the center of the flow path due to the distribution of S / T, by adding this S / T distribution to the curvature of the nozzle, As shown in FIG. 3D, peak points occur at three points of the outflow angle, ie, the root portion, the tip portion, and the center portion.
[0022]
FIG. 4 is a perspective view of the
[0023]
5 and 6 are diagrams showing a comparison of unit area flow rate distribution and pressure loss in the height direction at the nozzle outlet of a nozzle having height H = 75 mm, height H / root diameter D = 0.15, for example. a is, in the conventional curved type nozzle, less flow in the middle of the channel section height position as indicated by a dotted line f 2 in FIG. 5, the pressure loss in the unit as shown in dotted lines P 2 in FIG. 6 Few. That is, in the conventional curved nozzle, although the nozzle performance is good, since the flow rate is small, energy conversion cannot be performed effectively.
[0024]
On the other hand, in this reference example , by controlling S / T, the flow rate can be increased at the center height position as shown by the solid line f 3 in FIG. 5, and energy conversion can be performed effectively. .
[0025]
That is, as shown in FIG. 7, the flow rate G 2 at the central height position portion with a large throat width is larger than the root portion flow rate G 1 and the tip portion flow rate G 3 . Further, by moving the nozzle cross section so as to have the most protruding point on the fluid outflow side in the height direction (radial direction) of the nozzle, the fluid flows at the nozzle root portion and the tip portion at the outer peripheral wall surface of the diaphragm
[0026]
From the test results, this effect becomes large when the nozzle height is 45 mm or more and the height H / root diameter D is 0.05 or more, and the pressure loss distribution in the height direction of the nozzle outlet is suddenly changed below these values. However, the paragraph performance tends to deteriorate.
[0027]
On the other hand, also in the turbine rotor blade, the cross-sectional movement in the circumferential direction is the same as that of the nozzle blade, and is 10 ± 5 ° from the root to the center and 5 ± 5 ° from the tip to the center. The change in S / T has the same tendency as the nozzle blade, but the amount of change in the geometric outflow angle α changes, and the root portion α r = the maximum outflow angle α c at the center. By setting α c − (0 to 3 °) and tip portion α t = α c − (3 to 6 °), the same effect as the nozzle blade can be obtained in the moving blade. Further, by combining the nozzle blade and the moving blade, a streamline having a consistent direction in the paragraph is obtained.
[0028]
FIG. 8 is a perspective view of a nozzle blade portion showing an embodiment of the present invention . This turbine nozzle has a maximum distribution M of S / T distribution at the blade height center portion as shown in FIG. The S / T is also increased at the root portion and the tip portion so that the minimum values N 1 and N 2 exist between the center portion, the root portion, and the tip portion, respectively. That is, as shown in FIG. 8, the central throat width S 2 at the center of the blade height is the maximum, and the minimum throat widths S 4 and S 5 are formed above and below it. The throat widths S 1 and S 3 are larger.
[0029]
Since the S / T maximum point M is at the center of the blade height in this way, a large flow rate can be passed through the central efficient region, and the minimum value is obtained at the root portion and the vicinity of the tip portion. A larger flow rate than that of the N 1 and N 2 forming portions can be flowed, and the velocity vector of the fluid is directed to the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface side, and the secondary flow loss at the wall surface portion can be reduced. Moreover, the flow rate at the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface is not minimized by being formed so as to have one minimum value between the blade height central portion and the root portion and the tip portion, respectively. A pressure distribution in the blade height direction is generated at the blade root portion and the blade tip portion, and conversely, loss is prevented from increasing.
[0030]
Moreover, by using a turbine stage combined with a turbine rotor blade having a similar shape, the efficiency of the rotor blade can be improved without impairing the efficiency improvement in the nozzle in the paragraph, and the performance of the turbine stage can be improved. it can.
[0031]
【The invention's effect】
As described above , according to the present invention, in the nozzle blade or turbine blade, the ratio is obtained from the ratio S / T of the shortest distance S between the trailing edge of the blade and the back surface of the blade adjacent to the blade and the annular pitch T. Geometrical outflow angle α ( = sin -1 (S / T) ) is maximized at the blade height direction center, so the flow rate to the high efficiency part can be increased, Efficiency is improved, and the geometric outflow angle α is one minimum in the region slightly closer to the blade height center than the blade root and in the region slightly closer to the blade height center than the blade tip. The flow velocity vector of the fluid is directed toward the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface side to reduce the secondary flow loss at the annular flow wall surface by increasing the flow rate at the root portion and the tip portion. be able to. Furthermore, by a paragraph of a combination of a nozzle blade and a rotor blade having the shape, it is possible to improve the stage落出force.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a partial perspective view of a turbine nozzle according to a reference example of the present invention.
FIG. 2 is a sectional view of a nozzle blade.
3 (a), (b), (c), and (d) are cross-sectional movement amounts, outflow deflection angles, sin −1 (S / T), Δα + sin −1 (S / FIG.
FIG. 4 is a perspective view of a moving blade according to a reference example of the present invention.
FIG. 5 is a radial flow distribution diagram of a nozzle blade according to a reference example of the present invention and a conventional nozzle blade.
FIG. 6 is a radial pressure loss distribution diagram of a nozzle blade according to a reference example of the present invention and a conventional nozzle blade.
FIG. 7 is an explanatory diagram of a fluid flow state in a turbine stage according to a reference example of the present invention.
8 is a perspective view showing an actual施例of the present invention.
9 is an S / T distribution diagram in the turbine nozzle shown in FIG.
FIG. 10 is a partial perspective view of a conventional turbine nozzle.
FIG. 11 is a longitudinal sectional view of a conventional turbine stage.
FIG. 12 is a perspective view of a curved nozzle.
FIG. 13 is a pressure loss distribution diagram in a conventional turbine nozzle.
FIG. 14 is a flow distribution diagram of a conventional turbine nozzle.
[Explanation of symbols]
1
Claims (3)
ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣接するノズル翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α（ =sin -1 (S/T) ）を、翼高さ方向中央部で最大値となるようにして高効率部への流量を増加させるとともに、
前記幾何学的流出角αを翼根元部より若干翼高さ中央部に寄った領域、及び翼先端部より若干翼高さ中央部に寄った領域においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成し、前記根元部及び前記先端部の流量を多くすることにより流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けて前記環状流路壁面部での２次流れ損失を低減したことを特徴とする、タービンノズル。In a turbine nozzle in which a plurality of nozzle blades are arranged in a row in an annular flow path formed between a diaphragm inner ring and a diaphragm outer ring ,
Geometric outflow angle α ( = sin −1 (S / T)) obtained from the ratio S / T of the shortest distance S between the trailing edge of the nozzle blade and the back surface of the nozzle blade adjacent to the nozzle blade and the annular pitch T ) To increase the flow rate to the high-efficiency part so that it reaches the maximum value in the center in the blade height direction,
The geometric outflow angle α is formed so as to have one minimum value in a region slightly closer to the blade height center than the blade root and in a region slightly closer to the blade height center than the blade tip. The flow rate of the fluid is increased toward the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface side by increasing the flow rates of the root portion and the tip portion, thereby reducing the secondary flow loss in the annular channel wall surface portion. Turbine nozzle.
動翼後縁端とその動翼に隣接する動翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α（ =sin -1 (S/T) ）を、動翼高さ方向中央部で最大値となるようにして高効率部への流量を増加させるとともに、
前記幾何学的流出角αを翼根元部より若干翼高さ中央部に寄った領域、及び翼先端部より若干翼高さ中央部に寄った領域においてそれぞれ一つの極小値をもつように形成し、前記根元部及び前記先端部の流量を多くすることにより流体の速度ベクトルを内周壁面及び外周壁面側に向けて前記環状流路壁面部での２次流れ損失を低減したことを特徴とする、タービン動翼。In the turbine rotor blade in which a plurality of rotor blades are arranged in a row in the implanted portion of the turbine rotor ,
Geometric outflow angle α ( = sin -1 (S / T) ) obtained from the ratio S / T of the shortest distance S between the trailing edge of the blade and the back of the blade adjacent to the blade and the annular pitch T Increase the flow rate to the high-efficiency part so that it reaches the maximum value in the central part in the blade height direction,
The geometric outflow angle α is formed so as to have one minimum value in a region slightly closer to the blade height center than the blade root and in a region slightly closer to the blade height center than the blade tip. The flow rate of the fluid is increased toward the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface side by increasing the flow rates of the root portion and the tip portion, thereby reducing the secondary flow loss in the annular channel wall surface portion. Turbine blades.
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