JPH0216302A - タービン動翼列 - Google Patents
タービン動翼列Info
- Publication number
- JPH0216302A JPH0216302A JP16253388A JP16253388A JPH0216302A JP H0216302 A JPH0216302 A JP H0216302A JP 16253388 A JP16253388 A JP 16253388A JP 16253388 A JP16253388 A JP 16253388A JP H0216302 A JPH0216302 A JP H0216302A
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- JP
- Japan
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- blade
- blades
- airfoil
- maximum thickness
- chord length
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 230000002542 deteriorative effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、タービン動翼用翼形に係り、特に、翼の軽量
化に好適な動翼列に関する。
化に好適な動翼列に関する。
従来のタービン動翼先端部近傍の翼形は、特開昭６１−
２３２３０１号公報に記載のように、翼最大厚み部の背
側位置は、隣接する翼の後縁腹側からの距離が最小とな
る位置にはなっておらず、最小位置よりも上流側に位置
していた。なお、第２図に従来技術の翼形を示す。
２３２３０１号公報に記載のように、翼最大厚み部の背
側位置は、隣接する翼の後縁腹側からの距離が最小とな
る位置にはなっておらず、最小位置よりも上流側に位置
していた。なお、第２図に従来技術の翼形を示す。
上記従来技術は、翼の性能を確保するために、流体の流
れる方向を強く拘束することに主眼を置いているが、そ
のため、５に弦長が長く、高速回転で必要となる翼の軽
量化については考慮されておらず、高速回転時に、遠心
力が増大し１強度的な問題があった。
れる方向を強く拘束することに主眼を置いているが、そ
のため、５に弦長が長く、高速回転で必要となる翼の軽
量化については考慮されておらず、高速回転時に、遠心
力が増大し１強度的な問題があった。
本発明の目的は、翼の性能を損うことなく翼の軽量化を
図ったタービン動翼列を提供することにある。
図ったタービン動翼列を提供することにある。
上記目的は、動翼の翼弦長を短縮し、第２図に示した翼
最大厚み位置（ｔｍａｘ部）の背側部と、流路を形成す
る隣接翼の後縁部腹側の距離を所定の翼ピツチのもとて
最小とするような翼形にすることにより達成される。
最大厚み位置（ｔｍａｘ部）の背側部と、流路を形成す
る隣接翼の後縁部腹側の距離を所定の翼ピツチのもとて
最小とするような翼形にすることにより達成される。
翼間流れの流出方向は、概略、翼間流路の最小幅と翼の
ピッチによって決まる。本発明では、翼最大厚み部の背
側と隣接する翼の後縁部で翼間流路の最小幅を形成し、
ピンチは所定の値であるから、流出方向は、はぼ、従来
例の流出方向と同じになる。この様子を第３図に示す。
ピッチによって決まる。本発明では、翼最大厚み部の背
側と隣接する翼の後縁部で翼間流路の最小幅を形成し、
ピンチは所定の値であるから、流出方向は、はぼ、従来
例の流出方向と同じになる。この様子を第３図に示す。
縦軸は従来例からの流出角の差Δβであり、横軸は第２
図に示す翼のオーバラップ長さＱｏを翼弦長Ｑｃで無次
元化した値である。第３図で本発明より右側は従来例の
方向である。第３図から明らかなように、本発明では、
従来例との流出角の差は微小であり、本発明より最大翼
厚み位置を下流側にすると流出角は急激に増大する。こ
の結果１本発明よりＱ。
図に示す翼のオーバラップ長さＱｏを翼弦長Ｑｃで無次
元化した値である。第３図で本発明より右側は従来例の
方向である。第３図から明らかなように、本発明では、
従来例との流出角の差は微小であり、本発明より最大翼
厚み位置を下流側にすると流出角は急激に増大する。こ
の結果１本発明よりＱ。
／Ｑｃが小さくなると損失は急激に増大する。その様子
を第４図に示す。縦軸は、従来例からの運動エネルギ損
失係数（％）の増加を表す一本発明の翼形では、従来例
とほぼ同じ損失であり、翼弦長の短縮による翼性能の劣
化は見られない。
を第４図に示す。縦軸は、従来例からの運動エネルギ損
失係数（％）の増加を表す一本発明の翼形では、従来例
とほぼ同じ損失であり、翼弦長の短縮による翼性能の劣
化は見られない。
以上の結果から、翼最大厚み背側部と隣接する翼の後縁
部腹側で最小流路幅を構成するように翼形を決めれば、
翼弦長を短くしても従来例とほぼ同じ翼間流れを実現す
ることができる。
部腹側で最小流路幅を構成するように翼形を決めれば、
翼弦長を短くしても従来例とほぼ同じ翼間流れを実現す
ることができる。
以下５本発明の一実施例を第１図により説明する。本発
明は、翼最大厚みｔｍａｘの位置の翼背側７と、流路を
構成する隣接翼の翼後縁４との距離ΔＱが所定のピッチ
ＱＰのもとて最小となるように翼形を構成することを特
徴とする。本発明の翼形では、翼のオーバラップ長Ｑ６
が従来例より短縮されているにもかかわらず、第３３図
に示したように、流出する流れを所定の方向に、はぼ、
向けることが可能で、その結果、Ｓ（間流れの損失も従
来例と同等に抑えることができる。本発明よすｔｎａｘ
位置を下流に位置させると、流れ５は回転軸方向６に転
向した後、翼背側面に沿って流れるようになるため、翼
背側の最大マツハ数が増加し。
明は、翼最大厚みｔｍａｘの位置の翼背側７と、流路を
構成する隣接翼の翼後縁４との距離ΔＱが所定のピッチ
ＱＰのもとて最小となるように翼形を構成することを特
徴とする。本発明の翼形では、翼のオーバラップ長Ｑ６
が従来例より短縮されているにもかかわらず、第３３図
に示したように、流出する流れを所定の方向に、はぼ、
向けることが可能で、その結果、Ｓ（間流れの損失も従
来例と同等に抑えることができる。本発明よすｔｎａｘ
位置を下流に位置させると、流れ５は回転軸方向６に転
向した後、翼背側面に沿って流れるようになるため、翼
背側の最大マツハ数が増加し。
流れの剥離が発生することが確認され、性能の劣化がお
こる。本実施例の翼形によれば、翼の性能の劣化を伴う
ことなく、翼弦長を短縮できるので、本実施例をタービ
ン動翼の先端部近伶に用いれば、翼の軽量化に効果があ
る。
こる。本実施例の翼形によれば、翼の性能の劣化を伴う
ことなく、翼弦長を短縮できるので、本実施例をタービ
ン動翼の先端部近伶に用いれば、翼の軽量化に効果があ
る。
上述した実施例は、本発明の基本であるが、第３図、第
４図の流出角分布、及び、損失分布を考慮すれば、第１
図に示した実施例の最大翼厚み位置を規準として、最大
翼厚み位置を翼弦長方向に翼弦長の±５％以内に位置さ
せても、流出角や翼間流れの頂端が従来例と大幅に変わ
ることはなく、この範囲であれば、第１図に示した実施
例と同等な機能をもつことがわかる。
４図の流出角分布、及び、損失分布を考慮すれば、第１
図に示した実施例の最大翼厚み位置を規準として、最大
翼厚み位置を翼弦長方向に翼弦長の±５％以内に位置さ
せても、流出角や翼間流れの頂端が従来例と大幅に変わ
ることはなく、この範囲であれば、第１図に示した実施
例と同等な機能をもつことがわかる。
第５図は、動翼における各種絶縁腹側の位置を示す。後
縁腹側は絶縁形状により、第５図に示すように、定義位
置を変える。これにより、前述した効果が有効となる。
縁腹側は絶縁形状により、第５図に示すように、定義位
置を変える。これにより、前述した効果が有効となる。
本発明によれば、所定の翼ピツチが与えられた時、翼性
能の劣化を伴わない最短翼弦長の翼形が実現できるので
、動翼の軽量化に効果がある。
能の劣化を伴わない最短翼弦長の翼形が実現できるので
、動翼の軽量化に効果がある。
第１図は本発明の一実施例の翼形図、第２図は従来例の
翼形図、第３図は翼のオーバーラツプと流出角の関係図
、第４図は翼のオーバーラツプと損失の関係図、第５図
は本発明の他の変形例を示す翼形図である。 １・・・動翼、２・・・背側、３・・・腹側、４・・・
後縁腹側、５・・・流れ、７・・・最大翼厚み背側部。 第 図 第 図 １θ／２こ 第２ＵＡ 第４図 −０，２ −０，１ ０，２ ０，３ ｆ２．ＯＡ 第５図 （ｂ） （Ｃ）
翼形図、第３図は翼のオーバーラツプと流出角の関係図
、第４図は翼のオーバーラツプと損失の関係図、第５図
は本発明の他の変形例を示す翼形図である。 １・・・動翼、２・・・背側、３・・・腹側、４・・・
後縁腹側、５・・・流れ、７・・・最大翼厚み背側部。 第 図 第 図 １θ／２こ 第２ＵＡ 第４図 −０，２ −０，１ ０，２ ０，３ ｆ２．ＯＡ 第５図 （ｂ） （Ｃ）
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、複数個の翼を環状に配置し流路を構成するタービン
動翼において、 所定のピッチのもとで、前記翼の厚み最大部の背側が、
前記流路を構成する隣接翼の後縁部腹側に最も近い位置
にあることを特徴とするタービン動翼列。 ２、翼形背側上で前記背側に対し隣接翼形の後縁部腹側
から最も近い距離にある点を基準として、前記翼形背側
の上流側、下流側に翼弦長の５％の長さ範囲をとる時、
前記長さ範囲内に前記翼形の最大厚み部があるようにし
たことを特徴とするタービン動翼列。 ３、特許請求の範囲第１項または第２項記載の翼列を部
分的に設けたことを特徴とするタービン動翼列。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16253388A JPH0216302A (ja) | 1988-07-01 | 1988-07-01 | タービン動翼列 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16253388A JPH0216302A (ja) | 1988-07-01 | 1988-07-01 | タービン動翼列 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0216302A true JPH0216302A (ja) | 1990-01-19 |
Family
ID=15756423
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16253388A Pending JPH0216302A (ja) | 1988-07-01 | 1988-07-01 | タービン動翼列 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0216302A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7063508B2 (en) | 2002-06-07 | 2006-06-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade |
| JP2015175233A (ja) * | 2014-03-12 | 2015-10-05 | 株式会社東芝 | タービン動翼翼列、タービン段落および蒸気タービン |
-
1988
- 1988-07-01 JP JP16253388A patent/JPH0216302A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7063508B2 (en) | 2002-06-07 | 2006-06-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade |
| JP2015175233A (ja) * | 2014-03-12 | 2015-10-05 | 株式会社東芝 | タービン動翼翼列、タービン段落および蒸気タービン |
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