JP3988723B2

JP3988723B2 - タービン翼

Info

Publication number: JP3988723B2
Application number: JP2003536591A
Authority: JP
Inventors: 茂樹妹尾; 芳雄鹿野; 英治齋藤; 瀬川　　清; 創潮下
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2001-10-10
Filing date: 2001-10-10
Publication date: 2007-10-10
Anticipated expiration: 2021-10-10
Also published as: JPWO2003033880A1; CN1558984A; US20060245918A1; CN1313709C; WO2003033880A1; KR100587571B1; KR20040041678A; EP1435432B1; US20040202545A1; US7018174B2; EP1435432A4; EP1435432A1

Description

技術分野
本発明は、作動流体によって駆動される蒸気タービン，ガスタービン等のターボ機械に用いるタービン翼に関する。
背景技術
従来のタービン翼の翼形状は、例えば米国特許第５，４４５，４９８号公報に記載されているように、複数の円弧と直線をその接続点で勾配だけが連続とするように連結した多重円弧翼など、勾配の連続性のみが満足され、翼面の曲率の連続性が、前縁から後縁まで満足されるものではなかった。このような、多重円弧翼は、設計や製造が容易である反面、曲率が不連続な点で翼面の圧力分布がひずみ、そのひずみが翼面境界層を厚くすることで翼型損失増加の原因となっていた。
また、多重円弧翼でない場合でも、例えば特開平６−１０１４１０６号公報に記載されているように翼の矢高線に沿って円弧を配置し、それらの円弧群に外接する曲線として翼型を形成する設計法では、前縁と後縁は円弧で形成され、それら円弧部とそれ以外の部分の翼形状との接続部では曲率が連続ではなく、翼前縁は曲率が極端に大きく、そのすぐ下流では翼の曲率が小さくなる。そのために、流入角が翼の設計点と異なる場合に、その曲率の不連続点で、境界層が厚くなるもしくははく離するなどし、翼型損失の原因となっていた。
また、翼面に沿った曲率分布が、上流から下流にかけて増加及び減少するという分布を取る部分では、その曲率の極大点で、翼面圧力が小さくなり、その下流で逆圧力勾配が生じ、境界層が厚くなるもしくははく離するなどし、翼型損失を増大させる原因となっていた。
また、例えば米国特許第４，２１１，５１６号公報にある翼型のように、翼後縁部近傍の負圧面と正圧面の接線のなす角である後縁ウェッジ角が、約１０度と大きい翼型では、翼負圧面に沿って流れる流体と、翼正圧面に沿って流れる流体とが後縁で衝突し、翼型損失を増大させる原因となっていた。
本発明は、翼形損失を低減させることができるタービン翼を提供することを目的とする。
発明の開示
上記目的を達成するために、本発明のタービン翼は、作動流体によって駆動されるタービンの周方向に複数個配置されるタービン翼において、翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数で定義される翼負圧面曲率が、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼の軸方向最下流点で定義される翼後縁にかけて単調減少するように形成したことを特徴とするものである。
発明を実施するための最良の形態
本発明のタービン翼は、蒸気タービンまたはガスタービンなどの、作動流体として気体（燃焼ガス，蒸気，空気）や液体を用い回転力として動力を取り出すことを目的としたタービンの、周方向に複数個配置された翼に関するものである。以下、本発明の一実施例について図面を用いて説明する。
第２図は、作動流体を利用し回転力として動力を取り出すことを目的としたターボ機械の、静翼と動翼とからなるタービン段落を示した図である。静翼１は内周側をダイアフラム３，外周側をダイアフラム４に固設され、ダイアフラム４はダイアフラム４の外周側でケーシング５に固設されている。動翼２は内周側を回転部であるローター６に固設され、外周側は間隙をはさんでダイアフラム４と対向している。作動流体７はタービン段落の静翼１側から動翼方向に流れる。作動流体７の流れてくる方向を軸方向上流、流れて行く方向を軸方向下流と定義する。
第３図は、本実施例のタービン翼（静翼）の翼列構成を示す。翼の下流側の静圧Ｐ２は、翼の上流側の全圧Ｐ０に比べ小さくなっている。そのため、流れは軸方向から流入し、翼と翼との間に形成される翼間流路に沿って周方向に曲げられることで加速される。このように翼は、翼流入部での高圧・低速の流体を、低圧・高速の流体に変換する役割を持っている。すなわち、高圧の流体の持つ熱エネルギーを、運動エネルギーに変換する役割を持つ。しかし、実際にはこのエネルギー変換効率は１００％ではなく、その一部は仕事として使うことのできない損失となる。この損失分を補うために、余分に高圧の流体をタービン中に流す必要があり、この余分なエネルギーは損失が大きいほど大きくなる。すなわち、同じ動力を取り出すにしても、損失が小さいほど、必要なエネルギーは少なくてすむ。
翼形状に関する損失は、亜音速領域の翼に関しては、流体と翼面の間に生じる摩擦による摩擦損失と、翼後縁部に有限厚さがあることにより生じる後縁損失の２つが大きい。摩擦損失は、翼の表面積と翼面の圧力分布とで決まる。すなわち、翼の表面積が大きいほど大きく、翼面の逆圧力勾配が大きいほど大きい。また、後縁損失は、ほぼ翼の後縁厚さと後縁ウェッジ角で決まるが、後縁厚さと後縁ウェッジ角は強度上最小値が決められるため、翼枚数が少ないほど小さくなる。翼全周で変換しなければならないエネルギー、すなわち翼負荷は設計上決まっているため、翼枚数の低減は、翼１枚当たりの翼負荷の増加に等しい。翼１枚当たりの翼負荷を増加させても、翼１枚の大きさを大きくしてしまうと表面積は増えてしまうため、翼単位面積当たりの翼負荷を増やすことが損失低減につながることがわかる。以上のことにより、翼によるエネルギー変換効率を大きくするためには、（１）翼単位面積当たりの翼負荷を増やす。（２）翼面の逆圧力勾配を小さくすることが有効であることがわかる。
第４図は、従来翼の翼面圧力分布の一例である。Ｐ０は入口の全圧、ｐ２は翼列出口静圧、ｐｍｉｎは翼面最小圧力値を示す。ＰＳと示した圧力の大きい方の曲線を正圧面、ＳＳと示した圧力の低い方の面を負圧面と呼ぶ。ＬＥは翼前縁部、ＴＥは翼後縁部を表す。翼負荷は、このＬＥとＴＥの間のＰＳとＳＳで囲まれる面積に等しい。また、ｄｐと示した量は、ｐ２とｐｍｉｎとの圧力差で、これが大きくなると、翼面でｐｍｉｎからｐ２まで圧力上昇、すなわち逆圧力勾配となり、境界層厚さの増大さらには境界層はく離を誘起し、損失が増大する。また、翼の摩擦損失と後縁損失を低減するために、従来翼の翼枚数を減らすと、翼１枚当たりの翼負荷増加分が翼下流側に集中し、逆圧力勾配が大きくなって逆に損失が増加する。そのためｄｐは小さくする必要がある。
よってこのような翼負荷分布を持つ翼に対し、翼単位面積当たりの翼負荷を増加させるためには、現在翼負荷の小さい翼上流側での翼負荷を増加させることが有効であることがわかる。
第５図は、ｄｐを０として、翼負荷を増大させた理想的な翼の圧力分布である。正圧面では全域で入口全圧に等しく、負圧面では全域で出口静圧に等しい。これが、理想的な翼面圧力分布である。しかし、この場合、前縁と後縁で圧力の不連続が起きていて実現は不可能である。
第６図は、第３図に示す本実施例の翼の翼面圧力分布である。図示する本実施例の翼面圧力分布は、第５図の理想的な圧力分布に近い圧力分布となっていることが分かる。この圧力分布の特徴を、第４図の従来の圧力分布と比べると、本実施例では翼の上流側で負圧面（ＳＳ）側の圧力を小さくし、翼負荷を増加させているため、翼列出口静圧Ｐ２と翼面最小圧力値ｐｍｉｎとの圧力差ｄｐを大きくせずに単位面積当たりの翼負荷分布を大きくすることができたことがわかる。このような翼面圧力分布は、翼面曲率によって制御することができる。なぜならば、壁面曲率を、曲率半径ｒの逆数１／ｒで定義すると、壁面曲率１／ｒと局所圧力勾配の関係は、密度ρ，速度Ｖを用いて、

と表すことができるからである。すなわち、壁面の圧力は壁面近傍の速度の２乗と曲率１／ｒの積に比例する。タービン内の翼間流れは、入口で流速が小さく、出口で大きい加速流であるため、流速の小さい入口部で圧力を下げるためには曲率を大きく、流速の大きい出口部で圧力を一定にするためには曲率を小さくする必要がある。以上により、第６図の翼負圧面の圧力分布を実現するためには、流速が単調増加するのに合わせて、翼負圧面の曲率を単調減少させればよい。
第１図は、本実施例のタービン翼の翼負圧面曲率分布を示す。横軸は回転軸方向、縦軸は翼面曲率に翼と翼の距離であるピッチｔを掛けた無次元負圧面曲率である。図示するように、本実施例のタービン翼は翼前縁から後縁にかけて、翼面曲率が単調にかつ連続的に減少している。すなわち、本実施例では、作動流体を利用し回転力として動力を取り出すことを目的としたタービンの、周方向に複数個配置された翼において、タービン翼の翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数で定義される翼負圧面曲率が、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼の軸方向最下流点で定義される翼後縁にかけて、連続でかつ単調減少するように形成している。なお、翼後縁の近傍が単一円弧で形成されたものについては、その円弧部を除いた最下流点を翼後縁と定義する。
このように、本実施例では、効率改善を実現するための翼形状の幾何学的条件を流体物理に基づいて導出している。この結果、本実施例のタービン翼は、流体の熱エネルギーを運動エネルギーに、または運動エネルギーをローターの回転エネルギーに変換する時の変換効率を改善することが可能となる。
第６図は、第１図に示す曲率分布に翼負圧面を形成したことによる翼面圧力分布を示したものであるが、本実施例によれば逆圧力勾配も小さく、第５図の理想的な圧力分布に近い圧力分布となっていることがわかる。また実際に翼列風洞試験を行った結果、第４図のタイプの翼面圧力分布を持った翼に対し、損失が低減されたことが確認できた。
また、第６図の圧力分布を実現するために、より詳細に第１図の翼負圧面曲率分布を第３図の翼型と比較しながら説明する。
先ず第３図に示した翼前縁位置Ａから、翼負圧面側に最も突出した点Ｂまでの間は、流速が小さい領域で圧力を小さくするため、また翼の流入角が設計流入角９０度から大きく異なった場合にも、翼面境界層が厚くなるさらにははく離することで翼型損失が増加しないことを考慮して、翼面曲率に隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率を６から９の間の一定値とする。第１図に示す本実施例では、Ａ−Ｂ間の無次元翼負圧面曲率を約７に設定している。
なお、Ａ−Ｂ間の無次元翼負圧面曲率が６より小さい場合は、翼前縁近傍の翼面圧力が小さくならず、単位面積当たりの翼負荷が大きくできず、本発明の効果が小さくなる。また、前縁の無次元翼負圧面曲率が小さいことは、翼前縁半径が大きいことであり、結果として翼自体が大きくなり、翼の表面積が増加してしまう。また、無次元翼負圧面曲率が９より大きい場合は、翼前縁近傍の翼面圧力部分が、翼列出口圧力Ｐ２に比べ小さくなる部分が生じ、そのため逆圧力勾配部ができ、本発明の効果が小さくなる。
また、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点で定義されるスロートＣで、無次元翼負圧面曲率を０．５から１．５の間の値とする。第１図に示す本実施例では、スロートＣの無次元翼負圧面曲率を約０．８としている。無次元翼負圧面曲率を１．５より大きくすると、スロートＣでは流速が大きいため、翼面圧力が小さくなり、その結果後縁にかけての逆圧力勾配ｄｐが大きくなり、本発明の効果が小さくなる。また、スロートでの翼負圧面曲率は、翼間流路のスロートでの絞り率と関係がある。スロートでの翼負圧面曲率が０．５より小さいと、翼間流路のスロートでの絞り率が小さくなり、スロート上流部の流速が早くなり、翼負圧面最小翼面圧力位置がスロートより上流側にくる。この結果、スロートから後縁にかけての逆圧力勾配領域の長さが大きくなり、本発明の効果が小さくなる。
また、翼負圧面側に最も突出した点ＢからスロートＣまでの無次元翼負圧面曲率は、単調かつ連続に減少させる必要があるが、この時、無次元翼負圧面曲率が変曲点を持つと、翼面圧力分布にうねりが生じ、翼面境界層を厚くする場合があるため、翼負圧面側に最も突出した点ＢからスロートＣまでの無次元翼負圧面曲率は、変曲点のない直線か２次関数、もしくは変曲点が１つだけの３次関数とすることが望ましい。またスロート下流の無次元翼負圧面曲率は、スロート下流の翼負圧面境界層が後縁に近いほど厚さを増し、はく離し易くなることから、後縁に近づくほどその減少率を小さくするように単調減少させることがより望ましい。
次に、本実施例のタービン翼の後縁ウェッジ角について、第７図を用いて説明する。後縁ウェッジ角ＷＥは、翼後縁ＴＥから翼負圧面ＳＳの翼後縁ＴＥにおける接線ｌｓに対して引いた垂線ｌｓｐが、翼正圧面ＰＳと交差する点ＴＥｐを翼正圧面後縁と定義したとき、翼後縁ＴＥにおける翼負圧面の接線ｌｓと、翼正圧面後縁における翼正圧面の接線ｌｐとが交差する角度であると定義する。
第８図は翼後縁部での損失発生機構の概略図である。翼負圧面に沿う流れｆｓと、翼正圧面に沿う流れｆｐとが、翼後縁下流部で衝突すること、流体の運動エネルギーが熱エネルギーに散逸し、翼型損失の原因となる。流れの衝突により失われる運動エネルギーは、互いに対抗する速度成分の大きさの影響が大きく、この成分は後縁ウェッジ角に比例する。すなわち、後縁ウェッジ角は翼型損失を低減する観点からは、小さいほうが良い。第６図に示す本実施例の圧力分布を実現し、かつ後縁における損失発生を抑制するためには後縁ウェッジ角は６度以下となる必要がある。
以上説明したように、本実施例のタービン翼は、翼負圧面曲率を前縁から後縁まで単調減少させることで、翼負圧面圧力を前縁近くで小さくでき、スロート近傍で出口静圧にほぼ等しい値で一様にできるため、逆圧力勾配を小さく抑え、かつ翼１枚当たりの翼負荷を大きくできる。その結果、翼枚数を低減することができ、摩擦損失の原因となる翼表面積と、後縁損失の原因となる翼後縁面積を最小にできる。結果、摩擦損失と後縁損失の和である翼型損失が低減でき、タービン効率が向上することができる。
なお、本発明のタービン翼は蒸気タービンの静翼に適用するのに好適であるが、本発明はこれに限定されるものではない。
産業上の利用可能性
本発明のタービン翼は、電力を生産する発電分野に使用する。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明の一実施例である翼の無次元翼負圧面曲率分布を示す。
第２図は、タービン段落の子午面図を示す。
第３図は、本実施例の翼列構成図を示す。
第４図は、従来翼の翼面圧力分布を示す。
第５図は、理想的な翼面圧力分布を示す。
第６図は、本実施例の翼の翼面圧力分布を示す。
第７図は、翼後縁ウェッジ角を示す。
第８図は、翼後縁における損失発生機構を示す。

Claims

作動流体によって駆動されるタービンの周方向に複数個配置されるタービン翼において、
該タービン翼は、翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数に、隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率が、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼負圧面の最も突出した点にかけて一定値になるように形成され、かつ前記翼負圧面の最も突出した点から翼の軸方向最下流点で定義される翼後縁にかけて単調減少するように形成されていることを特徴とするタービン翼。
作動流体によって駆動されるタービンの周方向に複数個配置されるタービン翼において、
該タービン翼は、翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数に、隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率が、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼負圧面の最も突出した点にかけて一定値になるように形成され、前記翼負圧面の最も突出した点から、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点にかけて変曲点のない直線か２次関数となるように形成され、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点から、翼の軸方向最下流点で定義される翼後縁にかけて後縁に近づくほど減少率を小さくさせて連続でかつ単調減少するように形成されていることを特徴とするタービン翼。
請求項１に記載のタービン翼において、翼後縁から翼負圧面の翼後縁における接線に対して引いた垂線が翼正圧面と交差する点を翼正圧面後縁と定義したとき、翼後縁における翼負圧面の接線と、翼正圧面後縁における翼正圧面の接線とが交差する角度を６度以下とすることを特徴としたタービン翼。
前記一定値は、６から９の間の値に設定されていることを特徴とした請求項１に記載のタービン翼。
前記タービン翼は、翼間流路の最も狭い位置で定義されるスロート位置での翼負圧面曲率に、ピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率を、０.５から１.５の間の値としたことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
作動流体によって駆動されるタービンの周方向に複数個配置されるタービン翼において、
翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数で定義される翼負圧面曲率に、隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率を、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼負圧面側の最も突出した点までを６から９の間の一定値とし、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点で定義されるスロート位置において、０.５から１.５の間の値とし、前記翼負圧面側の最も突出した点から前記スロート点までの間の無次元翼負圧面曲率を直線的に単調減少させるとともに、前記スロート点から翼後縁にかけて、後縁に近づくほどその減少率を小さくするように単調減少させたことを特徴としたタービン翼。
作動流体によって駆動されるタービンの周方向に複数個配置されるタービン翼において、
翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数で定義される翼負圧面曲率に、隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率を、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼負圧面側の最も突出した点までを６から９の間の一定値とし、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点で定義されるスロート位置において、０.５から１.５の間の値とし、前記翼負圧面側の最も突出した点から前記スロート点までの間の無次元翼負圧面曲率を変曲点のない直線、２次関数、もしくは変曲点が１つだけの３次関数とするとともに、前記スロート点から翼後縁にかけて、後縁に近づくほどその減少率を小さくするように単調減少させたことを特徴としたタービン翼。
複数の静翼と動翼がロータの周方向に配置され、前記静翼と動翼の翼列によって段落を構成するタービンにおいて、
前記静翼は、翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数に、隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率が、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼負圧面の最も突出した点にかけて一定値になるように形成され、かつ前記翼負圧面の最も突出した点から翼の軸方向最下流点で定義される翼後縁にかけて単調減少するように形成されていることを特徴とするタービン。
複数の静翼と動翼がロータの周方向に配置され、前記静翼と動翼の翼列によって段落を構成するタービンにおいて、
前記静翼は、翼負圧面側の翼面曲率半径の逆数に、隣り合う翼の周方向距離で定義されるピッチを掛けた値で定義される無次元翼負圧面曲率が、翼の軸方向最上流点で定義される翼前縁から、翼負圧面の最も突出した点にかけて一定値になるように形成され、前記翼負圧面の最も突出した点から、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点にかけて変曲点のない直線か２次関数となるように形成され、隣接する翼の正圧面との距離が最も小さくなる点から、翼の軸方向最下流点で定義される翼後縁にかけて後縁に近づくほど減少率を小さくさせて連続でかつ単調減少するように形成されていることを特徴とするタービン。