JP4782625B2 - Axial flow turbine - Google Patents
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Description
本発明は、高いタービン性能を有する軸流タービンに関する。 The present invention relates to an axial turbine having high turbine performance.
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。 In recent years, in order to improve the operation economics of a power plant and improve the power generation efficiency, it is important to improve the turbine performance.
軸流タービンのタービン性能を向上させるには、タービン段落における損失を改善する必要がある。タービン段落における損失には、様々なものがあり、翼型形状そのものに起因するプロファイル損失と、翼列間を流れる流体力に起因する二次流れ損失と、作動流体が翼列から外部へ漏洩することによる外部漏洩損失に分けることができる。特に、アスペクト比（翼高さ／翼コード長）が小さく、翼高さが低いタービンにおいては、二次流れ損失の割合が大きく、この損失を低減することがタービン性能を向上する上で大きな課題となっている。 In order to improve the turbine performance of the axial turbine, it is necessary to improve the loss in the turbine stage. There are various types of losses in the turbine stage, such as profile loss due to the blade shape itself, secondary flow loss due to fluid force flowing between the blade rows, and working fluid leaking from the blade rows to the outside. Can be divided into external leakage loss. In particular, in turbines with a small aspect ratio (blade height / blade cord length) and low blade height, the ratio of secondary flow loss is large, and reducing this loss is a major issue in improving turbine performance. It has become.
図１２に示すように、従来の軸流タービンは、ケーシング１２と、ケーシング１２内に、回転自在に配置されたロータ１３と、ケーシング１２に固定されるとともに、外径側に設けられたダイアフラム外輪１７と、内径側に配置されたダイアフラム内輪１６と、ダイアフラム外輪１７及びダイアフラム内輪１６の間の環状空間部に、その周方向に列状に設けられた複数のノズル翼１とを有するタービンノズル３１と、タービンノズル３１の下流側であって、ロータ１３の周方向に列状に植設された複数の動翼５を有するタービン動翼３５とを備えている。なお、タービンノズル３１とタービン動翼３５からタービン段落４０が構成されている。
As shown in FIG. 12, a conventional axial turbine has a
ここで、図１１を用いて、タービンノズル３１のノズル翼１で発生する二次流れについて説明する。なお、図１１は、タービンノズル３１を出口側から見た斜視図である。
Here, the secondary flow generated in the
図１１に示すように、蒸気などの作動流体ＳＴは、隣接するノズル翼１の間の流路を流れるときに、流路中で円弧状に曲げられて流れる。このため、ノズル翼１の間を流れる作動流体ＳＴに働く遠心力によって、ノズル翼１の腹面１Ｆに加わる圧力は、背面１Ｂに加わる圧力よりも高い圧力勾配をもつ。一方、図１１及び図１２において、ノズル翼１の先端部１ｔが連結されたダイアフラム外輪１７、及びノズル翼１の根元部１ｒが連結されたダイアフラム内輪１６近傍では、作動流体ＳＴの粘性の影響により流速が遅い境界層が生じる。
As shown in FIG. 11, when the working fluid ST such as steam flows through the flow path between the
このような境界層の中には、作動流体ＳＴの主流の静圧が浸透するため、境界層の中の圧力勾配は、主流の圧力勾配と同等になる。このため、作動流体ＳＴに働く遠心力が、境界層中の圧力勾配と釣り合うためには、境界層における流速が小さい分だけ、流線の曲率を小さくする必要がある。このため、ノズル翼１の腹面１Ｆから背面１Ｂへ向かう流れ、すなわち二次流れ９が生じる。
Since the static pressure of the main flow of the working fluid ST penetrates into such a boundary layer, the pressure gradient in the boundary layer is equivalent to the main flow pressure gradient. For this reason, in order for the centrifugal force acting on the working fluid ST to balance with the pressure gradient in the boundary layer, it is necessary to reduce the curvature of the streamline by the amount corresponding to the small flow velocity in the boundary layer. For this reason, the flow which goes to the
この二次流れ９は、ノズル翼１の背面１Ｂ側に衝突して巻き上がり、ダイアフラム内輪１６に連結したノズル翼１の根元部１ｒ近傍と、ダイアフラム外輪１７に連結したノズル翼１の先端部１ｔ近傍において、二次渦１０ａ、１０ｂを発生させる。このような二次渦１０ａ、１０ｂが発生すると、作動流体ＳＴは不均一に流れてしまい、タービンノズル３１の性能を著しく低下させる。なお、図１２に示すタービン動翼３５の動翼５についても、上述したタービンノズル３１と同様に、二次流れ９や二次渦１０ａ，１０ｂが発生し、タービン動翼３５の性能を低下させている。
This
上記の通り、従来の軸流タービンでは、ノズル翼１及び動翼５の根元部１ｒ，５ｒ近傍や、ノズル翼１及び動翼５の先端部１ｔ，５ｔ近傍で、作動流体ＳＴの粘性の影響を受けて、流速の遅い境界層を抑制することができない。このため、境界層中の圧力勾配が作動流体ＳＴの遠心力と釣り合わなくなり、ノズル翼１及び動翼５の根元部１ｒ，５ｒ近傍や、ノズル翼１及び動翼５の先端部１ｔ，５ｔ近傍で、二次流れ９や二次渦１０ａ，１０ｂによる二次流れ損失が発生してしまう。このため、流路内で作動流体ＳＴが不均一に流れてしまい、作動流体ＳＴが保有するエネルギーを有効に活用することができず、軸流タービンのタービン効率が低下してしまっている。
As described above, in the conventional axial turbine, the influence of the viscosity of the working fluid ST is caused in the vicinity of the
一方で、二次流れを低減する方法として、翼根元部より翼先端部までの翼断面を拡大又は縮小することによって、隣接する翼間の最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔを翼の高さ方向に沿って変化させることによって、翼のプロファイル損失が増加することを抑制するとともに、二次流れ損失の大きな領域で流量をコントロールして、二次流れ損失が増加することを抑制する方法が知られている（特許文献１参照）。
しかしながら、特許文献１記載の発明においては、二次流れ損失の起因となる翼列の圧力差（翼の背面と腹面における圧力差）を制御せずに、二次流れが発生した後の状態で二次流れ損失を抑制する方法である。このため、期待したほど、二次流れ損失を低減することができない。
However, in the invention described in
本発明は、このような点を考慮してなされたものであり、二次流れを低減し、作動流体が有するエネルギーを効率よく活用することによって、高いタービン性能の軸流タービンを提供することを目的とする。 The present invention has been made in consideration of such points, and provides an axial turbine having high turbine performance by reducing the secondary flow and efficiently utilizing the energy of the working fluid. Objective.
本発明は、ケーシングと、ケーシング内に、回転軸周りに回転自在に配置されたロータと、ケーシングに設けられるとともに、外径側に設けられたダイアフラム外輪と、内径側に配置されたダイアフラム内輪と、ダイアフラム外輪及びダイアフラム内輪の間であって、その周方向に列状に設けられた複数のノズル翼とを有するタービンノズルと、タービンノズルの下流側であって、ロータの周方向に列状に植設された複数の動翼を有するタービン動翼とを備え、隣接するノズル翼間の環状ピッチ（ｔ ｎ ）と、ノズル翼のコード長（ｃ ｎ ）との比（ｔ ｎ ／ｃ ｎ ）は、ノズル翼の根元部における値が、ノズル翼の先端部における値よりも小さくなり、かつノズル翼のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で、隣接するノズル翼間の環状ピッチ（ｔｎ）と、ノズル翼のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が最大となることを特徴とする軸流タービンである。 The present invention includes a casing, a rotor disposed in the casing so as to be rotatable around a rotation axis, a diaphragm outer ring disposed on the outer diameter side and a diaphragm inner ring disposed on the inner diameter side. A turbine nozzle having a plurality of nozzle blades arranged in a row in the circumferential direction between the outer ring of the diaphragm and the inner ring of the diaphragm, and in a row in the circumferential direction of the rotor on the downstream side of the turbine nozzle A turbine blade having a plurality of blades implanted, and a ratio (t n / c n ) between an annular pitch (t n ) between adjacent nozzle blades and a cord length (c n ) of the nozzle blades the nozzle vanes value at the root portion of the nozzle blade becomes smaller than the value at the tip of the nozzle blade, and at a region located from 30% to 70% along the height direction of the nozzle blade, the adjacent And the annular pitch (t n), the ratio of the code length of the nozzle blade (c n) (t n / c n) is an axial flow turbine, characterized in that the maximum.
本発明は、ケーシングと、ケーシング内に、回転軸周りに回転自在に配置されたロータと、ケーシングに設けられるとともに、外径側に設けられたダイアフラム外輪と、内径側に配置されたダイアフラム内輪と、ダイアフラム外輪及びダイアフラム内輪の間であって、その周方向に列状に設けられた複数のノズル翼とを有するタービンノズルと、タービンノズルの下流側であって、ロータの周方向に列状に植設された複数の動翼を有するタービン動翼とを備え、隣接する動翼間の環状ピッチ（ｔ ｍ ）と、動翼のコード長（ｃ ｍ ）との比（ｔ ｍ ／ｃ ｍ ）は、動翼の先端部における値が、動翼の根元部における値よりも小さくなり、かつ動翼のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で、隣接する動翼間の環状ピッチ（ｔｍ）と、動翼のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が最大となることを特徴とする軸流タービンである。 The present invention includes a casing, a rotor disposed in the casing so as to be rotatable around a rotation axis, a diaphragm outer ring disposed on the outer diameter side and a diaphragm inner ring disposed on the inner diameter side. A turbine nozzle having a plurality of nozzle blades arranged in a row in the circumferential direction between the outer ring of the diaphragm and the inner ring of the diaphragm, and in a row in the circumferential direction of the rotor on the downstream side of the turbine nozzle A turbine blade having a plurality of blades installed, and a ratio (t m / c m ) between an annular pitch (t m ) between adjacent blades and a cord length (c m ) of the blades Is a region where the value at the tip of the moving blade is smaller than the value at the root of the moving blade and is located in 30% to 70% along the height direction of the moving blade, between adjacent moving blades With annular pitch (t m ) The axial turbine is characterized in that the ratio (t m / c m ) with the chord length (c m ) of the rotor blade is maximized.
本発明によれば、高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で、隣接する翼間の環状ピッチ（ｔｎ，ｔｍ）とコード長（ｃｎ，ｃｍ）との比（ｔｎ／ｃｎ，ｔｍ／ｃｍ）を最大とすることによって、二次流れを低減し、作動流体が有するエネルギーを効率よく活用する、高いタービン性能の軸流タービンを提供することができる。 According to the present invention, the ratio between the annular pitch (t n , t m ) between adjacent blades and the chord length (c n , c m ) in a region located between 30% and 70% along the height direction ( By maximizing t n / c n , t m / c m ), it is possible to provide an axial flow turbine with high turbine performance that reduces the secondary flow and efficiently utilizes the energy of the working fluid. .
第１の実施の形態
以下、本発明に係る軸流タービンの第１の実施の形態について、図面を参照して説明する。ここで、図１乃至図５は本発明の第１の実施の形態を示す図である。
First Embodiment Hereinafter, a first embodiment of an axial turbine according to the present invention will be described with reference to the drawings. Here, FIG. 1 to FIG. 5 are diagrams showing a first embodiment of the present invention.
図１に示すように、軸流タービンは、ケーシング１２と、ケーシング１２内に、回転軸（図示せず）周りに回転自在に配置されたロータ１３と、ケーシング１２に設けられたタービンノズル３１と、タービンノズル３１の下流側に設けられたタービン動翼３５とを備えている。なお、タービンノズル３１とタービン動翼３５によって、タービン段落４０を構成している。
As shown in FIG. 1, the axial turbine includes a
このうち、タービンノズル３１は、図１に示すように、外径側に設けられたダイアフラム外輪１７と、内径側に配置されたダイアフラム内輪１６と、ダイアフラム外輪１７及びダイアフラム内輪１６の間であって、その周方向に列状に設けられた複数のノズル翼１とを有している。すなわち、図１に示すように、ノズル翼１の先端部１ｔには、ダイアフラム外輪１７が設けられ、ノズル翼１の根元部１ｒには、ダイアフラム内輪１６が設けられている。
Among these, as shown in FIG. 1, the
また、図１に示すように、タービン動翼３５は、動翼植込み１９を介して、ロータ１３の周縁に設けられたロータディスク２１に列状に植設されるとともに、外周端にシュラウド２０が設けられた複数の動翼５を有している。なお、タービン動翼３５のシュラウド２０は、作動流体ＳＴの漏洩を防止するために設けられている。
In addition, as shown in FIG. 1, the
また、図１に示すように、ダイアフラム内輪１６とロータ１３の間には、作動流体ＳＴの漏洩を減らすラビリンスパッキン１８が設けられ、このラビリンスパッキン１８は、ダイアフラム内輪１６側に取り付けられている。
As shown in FIG. 1, a
また、図２（ａ）（ｂ）に示すように、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）と、ノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）は、ノズル翼１のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で最大となっている。
Further, as shown in FIGS. 2A and 2B, the ratio (t n / c n ) between the annular pitch (t n ) between
なお、「高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域」とは、ノズル翼１の根元部１ｒから先端部１ｔまでの距離を全体とし、１００％としたときに、ノズル翼１の根元部１ｒから先端部１ｔに向かって、全体の３０％〜７０％の距離にある領域のことを意味している。また、図２（ａ）において、ノズル翼１の高さ方向の距離とは、ノズル翼１の根元部１ｒから先端部１ｔに向かった距離のことを意味しており、根元部１ｒでは０％となり、先端部１ｔでは１００％となる。ところで、これらの文言は、動翼５や他の図面についても同様の意味で用いられている。
The “region located at 30% to 70% along the height direction” means that the distance from the
また、図２（ａ）に示すように、このように、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が最大になる領域で、タービンノズル３１における二次元性能が最高になっている（最適ｔｎ／ｃｎになっている）。
Further, as shown in FIG. 2 (a), the ratio (t n / c n ) between the annular pitch (t n ) between the
なお、図６に示すように、高さ方向に沿った中央部近傍におけるノズル翼１のコード長（ｃｎ）を、ノズル翼１の根元部１ｒや先端部１ｔにおけるコード長（ｃｎ）よりも小さくすることによって、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が最大になる領域で、タービンノズル３１における二次元性能を最高にすることができる。
As shown in FIG. 6, the cord length (c n ) of the
また、タービンノズル３１の二次元性能とは、タービンノズル３１の形状そのものに起因する性能であり、より具体的には、タービンノズル３１の断面形状（図２（ｂ）参照）に起因する性能を意味する。
In addition, the two-dimensional performance of the
また、図４（ａ）（ｂ）に示すように、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と、動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）は、動翼５のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で最大となっている。
As shown in FIGS. 4A and 4B, the ratio (t m / c m ) between the annular pitch (t m ) between adjacent moving
また、図４（ａ）に示すように、このように、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が最大になる領域で、タービン動翼３５における二次元性能が最高になっている（最適ｔｍ／ｃｍになっている）。
Further, as shown in FIG. 4A, the ratio (t m / c m ) between the annular pitch (t m ) between the adjacent moving
なお、ノズル翼１と同様に（図６参照）、高さ方向に沿った中央部近傍における動翼５のコード長（ｃｍ）を、動翼５の根元部５ｒや先端部５ｔにおけるコード長（ｃｍ）よりも小さくすることによって、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が最大になる領域で、タービン動翼３５における二次元性能を最高にすることができる（図１参照）。
Similar to the nozzle blade 1 (see FIG. 6), the cord length (c m ) of the moving
また、タービン動翼３５の二次元性能とは、タービン動翼３５の形状そのものに起因する性能であり、より具体的には、タービン動翼３５の断面形状（図４（ｂ）参照）に起因する性能を意味する。
The two-dimensional performance of the
次に、このような構成からなる本実施の形態の作用効果について述べる。 Next, the function and effect of the present embodiment having such a configuration will be described.
まず、ケーシング１２内に上流側から流入する作動流体ＳＴは、タービンノズル３１を通ってタービン動翼３５に入り、下流側へ流れる。このように流れる作動流体ＳＴによって、タービン動翼３５が回転する。
First, the working fluid ST flowing into the
次に、この間のタービンノズル３１の作用効果について述べる。
Next, the effect of the
一般的に、ノズル翼１のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域は、ノズル翼１の根元部１ｒに設けられたダイアフラム内輪１６、及びノズル翼１の先端部１ｔに設けられたダイアフラム外輪１７から離れているので（図１参照）、作動流体ＳＴは、流速が遅い境界層を形成することはない。このため、ノズル翼１のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域では、二次流れが発生しにくい。
Generally, an area located in the
また、このように、ノズル翼１のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域は、ノズル翼１の根元部１ｒに設けられたダイアフラム内輪１６、及びノズル翼１の先端部１ｔに設けられたダイアフラム外輪１７から離れているので（図１参照）、当該領域を流れる作動流体ＳＴは、ダイアフラム内輪１６やダイアフラム外輪１７で発生した二次流れによる影響を受けにくく、二次元性能が低下しにくい。
As described above, the region located in the
このため、本実施の形態のように、ノズル翼１のうち、高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置し、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が最大になる領域を、タービンノズル３１において、その二次元性能が最高になるように構成することによって、タービンノズル３１の性能を向上させることができる。
Therefore, as in the present embodiment, the
また、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）と、ノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が、ノズル翼１のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で最大となっているので、図２（ａ）に示すように、ダイアフラム内輪１６に連結されたノズル翼１の根元部１ｒ近傍と、ダイアフラム外輪１７に連結されたノズル翼１の先端部１ｔ近傍では、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が、小さくなっている。
The ratio (t n / c n ) between the annular pitch (t n ) between the
このように、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が小さくなるということは、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）が小さくなったり、ノズル翼１のコード長（ｃｎ）が大きくなったりすることを意味するため、ノズル翼１に沿った単位長さ当たりの負荷が減る。この結果、図３に示すように、ノズル翼１の背面１Ｂ（図２（ｂ）参照）に加わる圧力とノズル翼１の腹面１Ｆ（図２（ｂ）参照）に加わる圧力との差が、従来のノズル翼における値と比べ小さくなる。
Thus, the fact that the ratio (t n / c n ) between the annular pitch (t n ) between the
なお図３は、本実施の形態のノズル翼１及び従来のノズル翼について、上流側の前縁１ｕから後縁１ｌまでの翼面に沿った距離と、腹面１Ｆと背面１Ｂにかかる圧力との関係を示したものである（図１及び図２（ｂ）参照）。
FIG. 3 shows the distance between the upstream
ところで、ダイアフラム内輪１６に連結されたノズル翼１の根元部１ｒ近傍や、ダイアフラム外輪１７に連結されたノズル翼１の先端部１ｔ近傍で発生する境界層では、作動流体ＳＴの流速が小さいため、その遠心力も小さくなっている。
By the way, in the boundary layer generated in the vicinity of the
このため、上述のように、ダイアフラム内輪１６に連結されたノズル翼１の根元部１ｒ近傍と、ダイアフラム外輪１７に連結されたノズル翼１の先端部１ｔ近傍で、ノズル翼１の背面１Ｂに加わる圧力とノズル翼１の腹面１Ｆに加わる圧力との差（圧力差）が小さくなることによって、当該圧力差と作動流体ＳＴの遠心力とが、不釣り合いになることを防止することができる。このため、タービンノズル３１において、二次流れの発生を抑制することができる。
Therefore, as described above, the
次に、タービン動翼３５の作用効果について述べる。
Next, the effect of the
本実施の形態によるタービン動翼３５によって達成される作用効果は、上述したタービン動翼３５と略同一となっている。
The effects achieved by the
すなわち、一般的に、動翼５のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域は、動翼５の根元部５ｒに設けられた動翼植込み１９、及び動翼５の先端部５ｔに設けられたシュラウド２０から離れているので（図１参照）、作動流体ＳＴは、流速が遅い境界層を形成しない。このため、動翼５のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域では、二次流れが発生しにくい。
That is, in general, a region located 30% to 70% along the height direction of the moving
また、このように、動翼５のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域は、動翼５の根元部５ｒに設けられた動翼植込み１９、及び動翼５の先端部５ｔに設けられたシュラウド２０から離れているので（図１参照）、当該領域を流れる作動流体ＳＴは、動翼植込み１９やシュラウド２０で発生した二次流れによる影響を受けにくく、二次元性能が低下しにくい。
Further, in this way, the region located in 30% to 70% along the height direction of the moving
このため、本実施の形態のように、動翼５のうち、高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置し、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が最大になる領域を、タービン動翼３５において、その二次元性能が最高になるように構成することによって、タービン動翼３５の性能を向上させることができる。
Therefore, as in the present embodiment, out of the
また、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と、動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が、動翼５のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で最大となっているので、図４（ａ）に示すように、動翼植込み１９に連結された動翼５の根元部５ｒ近傍と、シュラウド２０に連結された動翼５の先端部５ｔ近傍では、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が、小さくなっている。
Further, the ratio (t m / c m ) between the annular pitch (t m ) between the adjacent moving
このように、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が小さくなるということは、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）が小さくなったり、動翼５のコード長（ｃｍ）が大きくなったりすることを意味するため、動翼５に沿った単位長さ当たりの負荷が減る。この結果、図５に示すように、動翼５の背面５Ｂ（図４（ｂ）参照）に加わる圧力と動翼５の腹面５Ｆ（図４（ｂ）参照）に加わる圧力との差が、従来のノズル翼における値と比べ小さくなる。
Thus, the fact that the ratio (t m / c m ) between the annular pitch (t m ) between adjacent moving
なお図３は、本実施の形態の動翼５及び従来の動翼について、上流側の前縁５ｕから後縁５ｌまでの翼面に沿った距離と、腹面５Ｆと背面５Ｂにかかる圧力との関係を示したものである（図１及び図２（ｂ）参照）。
FIG. 3 shows the distances along the blade surface from the upstream
ところで、動翼植込み１９に連結された動翼５の根元部５ｒ近傍や、シュラウド２０に連結された動翼５の先端部５ｔ近傍で発生する境界層では、作動流体ＳＴの流速が小さいため、その遠心力も小さくなっている。
By the way, in the boundary layer generated in the vicinity of the
このため、上述のように、動翼植込み１９に連結された動翼５の根元部５ｒ近傍と、シュラウド２０に連結された動翼５の先端部５ｔ近傍で、動翼５の背面５Ｂに加わる圧力と動翼５の腹面５Ｆに加わる圧力との差（圧力差）が小さくなる。このことによって、当該圧力差と作動流体ＳＴの遠心力とが不釣り合いになることを防止することができる。このため、タービン動翼３５において、二次流れの発生を抑制することができる。
For this reason, as described above, the
上述のように、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）と、ノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）を、ノズル翼１のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で最大とし、当該領域で、タービンノズル３１における二次元性能が最高になるような構成にすることによって、タービンノズル３１における二次流れを低減し、作動流体ＳＴが有するエネルギーを効率よく活用することができるので、タービンノズル３１のタービン性能を向上させることができる。
As described above, the annular pitch between the
また、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と、動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）を、動翼５のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で最大とし、当該領域で、タービン動翼３５における二次元性能が最高になるような構成にすることによって、タービン動翼３５における二次流れを低減し、作動流体ＳＴが有するエネルギーを効率よく活用することができるので、タービン動翼３５のタービン性能を向上させることができる。
Further, an annular pitch between
第２の実施の形態
次に図７（ａ）（ｂ）及び図８（ａ）（ｂ）により本発明の第２の実施の形態について説明する。図７（ａ）（ｂ）及び図８（ａ）（ｂ）に示す第２の実施の形態は、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）のノズル翼１の根元部１ｒにおける値が、ノズル翼１の先端部１ｔにおける値よりも小さくなっているものである（図１参照）。また、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）の動翼５の先端部５ｔにおける値が、動翼５の根元部５ｒにおける値よりも小さくなっているものである（図１参照）。その他の構成は、図１乃至図５に示す第１の実施の形態と略同一である。
Second Embodiment Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 7 (a) and 7 (b) and FIGS. 8 (a) and 8 (b). In the second embodiment shown in FIGS. 7A and 7B and FIGS. 8A and 8B, the annular pitch (t n ) between the
に図７（ａ）（ｂ）及び図８（ａ）（ｂ）に示す第２の実施の形態において、図１乃至図５に示す第１の実施の形態と同一部分には同一符号を付して詳細な説明は省略する。 In the second embodiment shown in FIGS. 7A and 7B and FIGS. 8A and 8B, the same parts as those in the first embodiment shown in FIGS. Detailed description will be omitted.
一般的に、図１に示すようなタービン段落４０の流路は、フリーボルテックス設計法が採用されている。このため、タービン段落４０内を通過する作動流体ＳＴは、ノズル翼１の翼列で旋回流れを作り、動翼５では、この旋回流れから回転力を得て回転する。旋回流れの半径平衡式によると、ノズル翼１における旋回流れは旋回流れに働く遠心力と釣り合うため、静圧は旋回の中心に向かって降下する。
Generally, a free vortex design method is adopted for the flow path of the
このため、タービンノズル３１では、ノズル翼１の下流側の出口の根元部１ｒで、静圧が低くなり、逆に、ノズル翼１の下流側の出口の先端部１ｔで、静圧が高くなる。これに対して、ノズル翼１の上流側の入口における全圧は、根元部１ｒから先端部１ｔにかけて一定になっている。従って、図８（ａ）に示すように、翼列の前後差圧（入口全圧と出口静圧の差圧）は、ノズル翼１の根元部１ｒ近傍で大きくなり、ノズル翼１の先端部１ｔ近傍では、小さくなる。
For this reason, in the
他方、タービン動翼３５では、動翼５が旋回流れから動力を得て回転するため、動翼５の下流側の出口では、旋回流れがなくなる。このため、動翼５の下流側の出口における静圧は、動翼５の根元部５ｒから先端部５ｔにかけて一定になる。これに対して、動翼５の上流側の入口における全圧は、ノズル翼１の下流側の出口における旋回流れに対応するため、動翼５の根元部１ｒで低くなり、逆に、動翼５の先端部１ｔで高くなる。従って、図８（ｂ）に示すように、動翼５の翼列の前後差圧（入口全圧と出口静圧の差圧）は、動翼５の根元部５ｒ近傍で小さくなり、動翼５の先端部５ｔ近傍で大きくなる。
On the other hand, in the
この結果、ノズル翼１の根元部１ｒでは、ノズル翼１の先端部１ｔに比べ、背面１Ｂと腹面１Ｆの差圧が大きくなるので、作動流体ＳＴの遠心力との不釣合いも大きくなる。他方、動翼５の先端部５ｔでは、動翼５の根元部５ｒに比べ、背面５Ｂと腹面５Ｆの差圧が大きくなるので、作動流体ＳＴの遠心力との不釣合いも大きくなる。
As a result, since the differential pressure between the
本発明によれば、図７（ａ）示すにように、ノズル翼１の根元部１ｒにおける、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）を、ノズル翼１の先端部１ｔにおける、隣接するノズル翼１間の環状ピッチ（ｔｎ）とノズル翼１のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）よりも小さくすることによって、ノズル翼１の根元部１ｒの翼面における最大差圧を減らすことができる。このため、二次流れをさらに低減し、作動流体ＳＴが有するエネルギーを効率よく活用することができるので、より高いタービン性能を実現することができる。
According to the present invention, as shown in FIG. 7A, the annular pitch (t n ) between the
また、本発明によれば、図７（ｂ）示すにように、動翼５の先端部５ｔにおける、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）を、動翼５の根元部５ｒにおける、隣接する動翼５間の環状ピッチ（ｔｍ）と動翼５のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）よりも小さくすることによって、動翼５の先端部５ｔの翼面における最大差圧を減らすことができる。このため、二次流れをさらに低減し、作動流体ＳＴが有するエネルギーを効率よく活用することができるので、より高いタービン性能を実現することができる。
Further, according to the present invention, as shown in FIG. 7B, the annular pitch (t m ) between the adjacent moving
第３の実施の形態
次に図９及び図１０により本発明の第３の実施の形態について説明する。図９及び図１０に示す第３の実施の形態は、ノズル翼１の下流側の後縁１ｌが、ロータ１３の回転軸（図示せず）の中心を通る基準線Ｅ１に対して、湾曲しているものである（図１参照）。また、動翼５の下流側の後縁５ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ２に対して、湾曲しているものである（図１参照）。その他の構成は、図１乃至図５に示す第１の実施の形態と略同一である。
Third Embodiment Next, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the third embodiment shown in FIGS. 9 and 10, the trailing
図９及び図１０に示す第３の実施の形態において、図１乃至図５に示す第１の実施の形態と同一部分には同一符号を付して詳細な説明は省略する。 In the third embodiment shown in FIG. 9 and FIG. 10, the same parts as those in the first embodiment shown in FIG. 1 to FIG.
図９に示すように、ノズル翼１の下流側の後縁１ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ１に対して、湾曲している（具体的には、ノズル翼１の下流側の後縁１ｌが、ノズル翼１の先端部１ｔの後縁端１ｔｌと、ノズル翼１の根元部１ｒの後縁端１ｒｌとを結ぶ基準線Ｅ１に対して、湾曲している）。このため、ノズル翼１の根元部１ｒ近傍では、ダイアフラム内輪１６側へ作動流体ＳＴを導くことができ、ノズル翼１の先端部１ｔ近傍では、ダイアフラム外輪１７側へ作動流体ＳＴを導くことができる。
As shown in FIG. 9, the downstream trailing
この結果、ダイアフラム内輪１６に連結したノズル翼１の根元部１ｒ近傍と、ダイアフラム外輪１７に連結したノズル翼１の先端部１ｔ近傍で、境界層が成長することを抑制することができ、二次流れの発生を減らすことができる。このため、二次流れをさらに低減し、作動流体ＳＴが有するエネルギーを効率よく活用することができ、これにより、より高いタービン性能を実現することができる。
As a result, it is possible to suppress the growth of the boundary layer in the vicinity of the
また、図１０に示すように、動翼５の下流側の後縁５ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ２に対して、湾曲しているので、動翼５の根元部５ｒ近傍では、ロータディスク２１側へ作動流体ＳＴを導くことができ、これにより、動翼５の先端部５ｔ近傍では、シュラウド２０側へ作動流体ＳＴを導くことができる。
Further, as shown in FIG. 10, the trailing edge 5 l on the downstream side of the moving
この結果、ロータディスク２１に連結した動翼５の根元部５ｒ近傍と、シュラウド２０に連結した動翼５の先端部５ｔ近傍で、境界層が成長することを抑制することができ、二次流れの発生を減らすことができる。このため、二次流れをさらに低減し、より高いタービン性能を実現することができる。
As a result, it is possible to suppress the growth of the boundary layer in the vicinity of the
なお、上記では、ノズル翼１の下流側の後縁１ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ１に対して、湾曲している態様を用いて説明したが、これに限ることなく、ノズル翼１の下流側の後縁１ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ１に対して、傾斜しているものを用いても良い。
In the above description, the
また、上記では、動翼５の下流側の後縁５ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ２に対して、湾曲している態様を用いて説明したが、これに限ることなく、動翼５の下流側の後縁５ｌが、ロータ１３の回転軸の中心を通る基準線Ｅ２に対して、傾斜しているものを用いても良い。
In the above description, the rear edge 5l on the downstream side of the
１ ノズル翼
１ｌ ノズル翼の下流側の後縁
１ｒ ノズル翼の根元部
１ｔ ノズル翼の先端部
１ｒｌ ノズル翼の根元部の後縁端
１ｔｌ ノズル翼の先端部の後縁端
５ 動翼
５ｌ 動翼の下流側の後縁
５ｒ 動翼の根元部
５ｔ 動翼の先端部
１２ ケーシング
１３ ロータ
１６ ダイアフラム内輪
１７ ダイアフラム外輪
２１ ロータディスク
３１ タービンノズル
３５ タービン動翼
ｔｎ 隣接するノズル翼間の環状ピッチ
ｃｎ ノズル翼のコード長
ｔｍ 隣接する動翼間の環状ピッチ
ｃｍ 動翼のコード長
Ｅ１ ノズル翼の下流側の後縁に対して、ロータの回転軸の中心を通る基準線
Ｅ２ 動翼の下流側の後縁に対して、ロータの回転軸の中心を通る基準線
DESCRIPTION OF
Claims (5)
ケーシング内に、回転軸周りに回転自在に配置されたロータと、
ケーシングに設けられるとともに、外径側に設けられたダイアフラム外輪と、内径側に配置されたダイアフラム内輪と、ダイアフラム外輪及びダイアフラム内輪の間であって、その周方向に列状に設けられた複数のノズル翼とを有するタービンノズルと、
タービンノズルの下流側であって、ロータの周方向に列状に植設された複数の動翼を有するタービン動翼とを備え、
隣接するノズル翼間の環状ピッチ（ｔ ｎ ）と、ノズル翼のコード長（ｃ ｎ ）との比（ｔ ｎ ／ｃ ｎ ）は、ノズル翼の根元部における値が、ノズル翼の先端部における値よりも小さくなり、かつノズル翼のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で、隣接するノズル翼間の環状ピッチ（ｔｎ）と、ノズル翼のコード長（ｃｎ）との比（ｔｎ／ｃｎ）が最大となることを特徴とする軸流タービン。 A casing,
A rotor disposed in a casing so as to be rotatable around a rotation axis;
Between the diaphragm outer ring provided on the outer diameter side, the diaphragm inner ring arranged on the inner diameter side, the diaphragm outer ring and the diaphragm inner ring provided in the casing, a plurality of rows arranged in a row in the circumferential direction thereof A turbine nozzle having nozzle blades;
A turbine rotor blade having a plurality of rotor blades planted in a row in the circumferential direction of the rotor on the downstream side of the turbine nozzle,
An annular pitch between adjacent nozzle blade (t n), the ratio of the code length of the nozzle blade (c n) (t n / c n) , the value at the root portion of the nozzle blade, the tip of the nozzle blade The annular pitch (t n ) between adjacent nozzle blades and the chord length (c n ) of the nozzle blades in a region that is smaller than the value and located in 30% to 70% along the height direction of the nozzle blades An axial flow turbine characterized in that the ratio (t n / c n ) to the maximum is maximized.
ケーシング内に、回転軸周りに回転自在に配置されたロータと、
ケーシングに設けられるとともに、外径側に設けられたダイアフラム外輪と、内径側に配置されたダイアフラム内輪と、ダイアフラム外輪及びダイアフラム内輪の間であって、その周方向に列状に設けられた複数のノズル翼とを有するタービンノズルと、
タービンノズルの下流側であって、ロータの周方向に列状に植設された複数の動翼を有するタービン動翼とを備え、
隣接する動翼間の環状ピッチ（ｔ ｍ ）と、動翼のコード長（ｃ ｍ ）との比（ｔ ｍ ／ｃ ｍ ）は、動翼の先端部における値が、動翼の根元部における値よりも小さくなり、かつ動翼のうち高さ方向に沿う３０％〜７０％に位置する領域で、隣接する動翼間の環状ピッチ（ｔｍ）と、動翼のコード長（ｃｍ）との比（ｔｍ／ｃｍ）が最大となることを特徴とする軸流タービン。 A casing,
A rotor disposed in a casing so as to be rotatable around a rotation axis;
Between the diaphragm outer ring provided on the outer diameter side, the diaphragm inner ring arranged on the inner diameter side, the diaphragm outer ring and the diaphragm inner ring provided in the casing, a plurality of rows arranged in a row in the circumferential direction thereof A turbine nozzle having nozzle blades;
A turbine rotor blade having a plurality of rotor blades planted in a row in the circumferential direction of the rotor on the downstream side of the turbine nozzle,
An annular pitch between adjacent blades (t m), the ratio of the blade chord length (c m) (t m / c m) is the value at the blade tip, the blade root portion In an area that is smaller than the value and located in 30% to 70% along the height direction of the moving blade, the annular pitch (t m ) between the adjacent moving blades and the chord length (c m ) of the moving blades An axial flow turbine characterized in that the ratio (t m / c m ) is maximized.
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