JPH02196107A - タービン静翼 - Google Patents
タービン静翼Info
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- JPH02196107A JPH02196107A JP1590889A JP1590889A JPH02196107A JP H02196107 A JPH02196107 A JP H02196107A JP 1590889 A JP1590889 A JP 1590889A JP 1590889 A JP1590889 A JP 1590889A JP H02196107 A JPH02196107 A JP H02196107A
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- blade
- flow
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- inner ring
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- Pending
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- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 10
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 12
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 12
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 4
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 claims description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 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、タービン段落に設けられ、流れの損失を低減
するタービン静翼に関する。
するタービン静翼に関する。
タービンの段落に設けられる静翼は翼列をなして内輪と
外輪とで支持され、相隣る静翼と内輪および外輪とで囲
まれたチャンネルは流れの通路を形成している。流れは
このチャンネル内を静翼真列の入口から出口 に向かっ
て流れることにより１１騙して高速の流れとなって排出
し、段落の動翼に流入してタービン車軸を回転する。こ
の場合チャンネル内には渦が生じてこの渦による渦の巻
き上りや二次流れによる損失が生じる。以下これらの損
失について説明する。
外輪とで支持され、相隣る静翼と内輪および外輪とで囲
まれたチャンネルは流れの通路を形成している。流れは
このチャンネル内を静翼真列の入口から出口 に向かっ
て流れることにより１１騙して高速の流れとなって排出
し、段落の動翼に流入してタービン車軸を回転する。こ
の場合チャンネル内には渦が生じてこの渦による渦の巻
き上りや二次流れによる損失が生じる。以下これらの損
失について説明する。
第２図はチャンネル内の流れをチャンネル下流で損失を
トラバースした結果を総圧損失係数によって整理した結
果の総圧損失係数の分布図である。
トラバースした結果を総圧損失係数によって整理した結
果の総圧損失係数の分布図である。
なお総圧損失係数ζは
Ｐｔ−ｔｈ−Ｐｔ −ａ
ζ 鄭
〃ρＣ！
ここで Ｐｔ；総圧
Ｃ：真列出口流速
ρ：翼列出ロ密度
添字ｔｈ：理論値（損失−０）
添字ａ：実測値（損失≠Ｏ）
である。
第２図において横軸は真列ピッチをｔとしたときの真列
ピッチ方向の位置ｙハを、縦軸は翼高さをＨとしたとき
の翼高さ方向の位置Ｚ／Ｈをとり、チャンネル内の総圧
損失係数この分布を示している０図から静翼の背面の内
輪または外輪から翼高さの８〜１０％の位置で翼列出口
部の背面のコーナ近傍で高い損失が生じている領域があ
ることが理解される。
ピッチ方向の位置ｙハを、縦軸は翼高さをＨとしたとき
の翼高さ方向の位置Ｚ／Ｈをとり、チャンネル内の総圧
損失係数この分布を示している０図から静翼の背面の内
輪または外輪から翼高さの８〜１０％の位置で翼列出口
部の背面のコーナ近傍で高い損失が生じている領域があ
ることが理解される。
上記の現象を説明するモデルとして第３図に示すものが
提案されている０図において１は静翼、２は内輪であり
、静翼ｌの内輪２の背面コーナ近傍に渦の巻き上り３が
生じている。この渦の巻き上りを第４図ないし第６図に
基づいて説明する。
提案されている０図において１は静翼、２は内輪であり
、静翼ｌの内輪２の背面コーナ近傍に渦の巻き上り３が
生じている。この渦の巻き上りを第４図ないし第６図に
基づいて説明する。
第４図ないし第６図において、２は内輪、４は静翼の背
面、５は相隣る静翼の腹面、６はチャンネルであり、第
４図は静翼翼列の入口部のチャンネル断面、第５図は静
翼翼列の中央部チャンネル断面、第６図は静翼翼列の出
口部チャンネル断面の渦の状態を示している。これらの
図から、第４図に示す様に翼列入口部で一様であった内
輪２上の渦層において、一番右端にある渦によって左隣
にある渦には上向きの速度が生じる。そしてさらに左隣
にある渦には自分自身より右側にあるすべての渦の影響
を受けるので下流に行くに従って渦が第５図を経て第６
図のように巻き上がるのである。
面、５は相隣る静翼の腹面、６はチャンネルであり、第
４図は静翼翼列の入口部のチャンネル断面、第５図は静
翼翼列の中央部チャンネル断面、第６図は静翼翼列の出
口部チャンネル断面の渦の状態を示している。これらの
図から、第４図に示す様に翼列入口部で一様であった内
輪２上の渦層において、一番右端にある渦によって左隣
にある渦には上向きの速度が生じる。そしてさらに左隣
にある渦には自分自身より右側にあるすべての渦の影響
を受けるので下流に行くに従って渦が第５図を経て第６
図のように巻き上がるのである。
なお、外輪についても同じように巻き上りが生じる。
また、チャンネル内には静翼の腹面から内輪と外輪とに
沿って渦に起因する二次流れが第７図に示すように生じ
る。二次流れ１０では内輪の側壁７と外輪の側壁８上の
流体の運動エネルギがもともと小さい境界層に向かって
、翼腹面境界層の流体が移動してくるので側壁境界層の
運動エネルギはますます小さくなり、内輪、外輪側壁上
に大きい損失が生じていることが同様に第２図から理解
される。またチャンネル内の二次流れは翼列出口の流れ
の流出角を変化させる。すなわち二次流れは第７図に示
す方向であるので、静翼の翼列出口においてはチャンネ
ル内の主流の流出角α１１は第８図の速度ベクトル図に
示すように設計流出角α１゜より大きくなり、また内輪
、外輪の側壁境界層では速度が小さいことも加わって第
９図の速度ベクトル図に示すように実際の流出角α１．
は設計流出角α１．より小さ（なる。この結果、流れの
動翼流入角とのミスマツチングが起こり、損失はさらに
増加する。
沿って渦に起因する二次流れが第７図に示すように生じ
る。二次流れ１０では内輪の側壁７と外輪の側壁８上の
流体の運動エネルギがもともと小さい境界層に向かって
、翼腹面境界層の流体が移動してくるので側壁境界層の
運動エネルギはますます小さくなり、内輪、外輪側壁上
に大きい損失が生じていることが同様に第２図から理解
される。またチャンネル内の二次流れは翼列出口の流れ
の流出角を変化させる。すなわち二次流れは第７図に示
す方向であるので、静翼の翼列出口においてはチャンネ
ル内の主流の流出角α１１は第８図の速度ベクトル図に
示すように設計流出角α１゜より大きくなり、また内輪
、外輪の側壁境界層では速度が小さいことも加わって第
９図の速度ベクトル図に示すように実際の流出角α１．
は設計流出角α１．より小さ（なる。この結果、流れの
動翼流入角とのミスマツチングが起こり、損失はさらに
増加する。
なお、これらの渦による渦の巻き上りや二次流れを防ぐ
方法として特開昭６１−３１６０３号による方法が公知
である。この方法は内輪、外輪の側壁に吹込孔とその下
流に吸込孔と連通ずる吹出し孔を設け、吹込孔から吸込
んだ流体を吹出し孔から吹き上げて二次流れ等の損失を
低減している。
方法として特開昭６１−３１６０３号による方法が公知
である。この方法は内輪、外輪の側壁に吹込孔とその下
流に吸込孔と連通ずる吹出し孔を設け、吹込孔から吸込
んだ流体を吹出し孔から吹き上げて二次流れ等の損失を
低減している。
上記のように静翼の翼列からなるチャンネル内の流れに
は渦の巻き上りや二次流れによる損失が生じ、また二次
流れによる静翼流出角の設計値からのずれにより動翼流
入角のミスマツチングが生じて損失をさらに増加すると
いう問題がある。
は渦の巻き上りや二次流れによる損失が生じ、また二次
流れによる静翼流出角の設計値からのずれにより動翼流
入角のミスマツチングが生じて損失をさらに増加すると
いう問題がある。
また前述の特開昭６１−３１６０３号による方法は吹出
し孔から流れが下から上方に吹き上げられるので、渦の
発達を抑える方向に働くとは限らず、また吹出す流れは
チャンネル内の流れ方向の速度成分がないので、流れに
エネルギを十分に与えないという恐れがある。
し孔から流れが下から上方に吹き上げられるので、渦の
発達を抑える方向に働くとは限らず、また吹出す流れは
チャンネル内の流れ方向の速度成分がないので、流れに
エネルギを十分に与えないという恐れがある。
本発明の目的は、タービン静翼の翼列からなるチャンネ
ル内の流れの渦により生じる渦の巻き上りや二次流れの
成長を抑制して損失の少ないタービン静翼を提供するこ
とである。
ル内の流れの渦により生じる渦の巻き上りや二次流れの
成長を抑制して損失の少ないタービン静翼を提供するこ
とである。
上記課題を解決するために、本発明によれば静翼と、こ
れを支持する内輪および外輪とからなるタービン静翼に
おいて、静翼の腹部の翼高さの中部の腹面に開口する注
入穴と、静翼の内輪と外輪との少なくとも一方の付根に
開口し、背面に沿う流体の流れ方向に傾いて吹出す吹出
し穴と、この吹出し穴と注入穴とに連通し、静翼内部に
設けられる連通通路とを設けるものとする。
れを支持する内輪および外輪とからなるタービン静翼に
おいて、静翼の腹部の翼高さの中部の腹面に開口する注
入穴と、静翼の内輪と外輪との少なくとも一方の付根に
開口し、背面に沿う流体の流れ方向に傾いて吹出す吹出
し穴と、この吹出し穴と注入穴とに連通し、静翼内部に
設けられる連通通路とを設けるものとする。
相隣る静翼と内輪、外輪とで画成されるチャンネル内に
は渦に起因する渦の巻き上りと二次流れによる損失が生
じる。したがって静翼の翼高さの中部で比較的総圧の高
い腹面に開口した注入穴から流れを注入し、静翼内に設
けられた連通通路を経て静翼の付根部で開口し、背面に
沿う流体の流れの方向に傾いて吹き出す吹出し孔から吹
出すことにより、吹出された流れは流体の流れ方向にＩ
ＩＪＩいて速度の大きい流れを吹出すので、内輪や外輪
の側壁上の渦の巻き上りの成長を防ぐと同時に側壁境界
層にエネルギを与えることにより二次流れの成長を抑制
するので損失が低減する。
は渦に起因する渦の巻き上りと二次流れによる損失が生
じる。したがって静翼の翼高さの中部で比較的総圧の高
い腹面に開口した注入穴から流れを注入し、静翼内に設
けられた連通通路を経て静翼の付根部で開口し、背面に
沿う流体の流れの方向に傾いて吹き出す吹出し孔から吹
出すことにより、吹出された流れは流体の流れ方向にＩ
ＩＪＩいて速度の大きい流れを吹出すので、内輪や外輪
の側壁上の渦の巻き上りの成長を防ぐと同時に側壁境界
層にエネルギを与えることにより二次流れの成長を抑制
するので損失が低減する。
以下図面に基づいて本発明の実施例について説明する。
第１図は本発明の実施例によるタービン静翼の斜視断面
図である。なお、第１図において第２図ないし第７図の
従来例と同一部品には同じ符号を付し、その説明を省略
する。第１図において静翼１の翼高さの中部で翼幅の中
部の腹面１１に開口する注入スリット１２と、静ＩＩＩ
の内輪２の付根部で翼幅の中部の背面に開口し、この開
口位置から背面に沿う流体の流れ方向に傾いて翼列出口
方向に向かう吹出しスリット１３と、注入スリット１２
と吹出しスリット１３とを連通ずる通路となる静翼内に
設けられる空洞１４とを設けている。
図である。なお、第１図において第２図ないし第７図の
従来例と同一部品には同じ符号を付し、その説明を省略
する。第１図において静翼１の翼高さの中部で翼幅の中
部の腹面１１に開口する注入スリット１２と、静ＩＩＩ
の内輪２の付根部で翼幅の中部の背面に開口し、この開
口位置から背面に沿う流体の流れ方向に傾いて翼列出口
方向に向かう吹出しスリット１３と、注入スリット１２
と吹出しスリット１３とを連通ずる通路となる静翼内に
設けられる空洞１４とを設けている。
このような構造によりチャンネル６内の流れの一部が注
入スリット１２から注入され、この注入された流れは空
洞１４を経て吹出しスリット１３から背面側に速度が大
きく、かつ背面に沿う流体の流れ方向に傾いて翼列出口
方向に向かう流れとなって吹出される。このため内輪側
壁７上の渦の巻き上りの成長および二次流れの成長を抑
制し、損失を低減する。なお、外輪の側壁側にも同様に
空洞１４に連通ずる吹出しスリット１３を設けることに
より同じ効果が得られる。
入スリット１２から注入され、この注入された流れは空
洞１４を経て吹出しスリット１３から背面側に速度が大
きく、かつ背面に沿う流体の流れ方向に傾いて翼列出口
方向に向かう流れとなって吹出される。このため内輪側
壁７上の渦の巻き上りの成長および二次流れの成長を抑
制し、損失を低減する。なお、外輪の側壁側にも同様に
空洞１４に連通ずる吹出しスリット１３を設けることに
より同じ効果が得られる。
以上の説明から明らかなように、静翼の腹面の翼高さの
中部に注入穴を設け、この注入穴と静翼内の連通通路に
より連通ずる吹出し穴を静翼の内輪と外輪との少なくと
も一方の付根部で背面に開口して設けたことにより、注
入穴から注入された流れは吹出し穴から速度が大きく、
かつ背面に沿う流れ方向に傾いて翼列出口方向に流れる
ので、内輪、外輪の側壁上に生じる渦の巻き上りや二次
流れの成長を抑制し、損失を小さくすることができる。
中部に注入穴を設け、この注入穴と静翼内の連通通路に
より連通ずる吹出し穴を静翼の内輪と外輪との少なくと
も一方の付根部で背面に開口して設けたことにより、注
入穴から注入された流れは吹出し穴から速度が大きく、
かつ背面に沿う流れ方向に傾いて翼列出口方向に流れる
ので、内輪、外輪の側壁上に生じる渦の巻き上りや二次
流れの成長を抑制し、損失を小さくすることができる。
第１図は本発明の実施例によるタービン静翼の斜視断面
図、第２図は従来のタービン静翼のチャンネル内の総圧
損失係数の分布図、第３図は従来のタービン静翼におけ
る流れ状態を示す図、第４図ないし第６図は第３図の渦
の巻き上りの成長経過を示す図、第７図は従来のタービ
ン静翼のチャンネル内の二次流れを示す斜視図、第８図
は第７図のタービン静翼の翼列チャンネル内の主流の流
出角を示す図、第９図は第７図のタービン静翼の内輪、
外輪の側壁境界層内の流れの流出角を示す図である。 １：静翼、２：内輪、７；内輪側壁、８：外輪側壁、１
２：注入スリット、１３：吹出しスリット、第１図 二 口 口 口 口 口 一〇 〜 ０．０２５ ＝ＱＯ２５〜ＱＯ５ ＝ ＱＯ５’−０，１ ＝０１〜０．２ −０．２％へ３ 讃ン０，３ 図
図、第２図は従来のタービン静翼のチャンネル内の総圧
損失係数の分布図、第３図は従来のタービン静翼におけ
る流れ状態を示す図、第４図ないし第６図は第３図の渦
の巻き上りの成長経過を示す図、第７図は従来のタービ
ン静翼のチャンネル内の二次流れを示す斜視図、第８図
は第７図のタービン静翼の翼列チャンネル内の主流の流
出角を示す図、第９図は第７図のタービン静翼の内輪、
外輪の側壁境界層内の流れの流出角を示す図である。 １：静翼、２：内輪、７；内輪側壁、８：外輪側壁、１
２：注入スリット、１３：吹出しスリット、第１図 二 口 口 口 口 口 一〇 〜 ０．０２５ ＝ＱＯ２５〜ＱＯ５ ＝ ＱＯ５’−０，１ ＝０１〜０．２ −０．２％へ３ 讃ン０，３ 図
Claims (1)
- １）静翼と、これを支持する内輪および外輪とからなる
タービン静翼において、静翼の腹部の翼高さの中部の腹
面に開口する注入穴と、静翼の内輪と外輪との少なくと
も一方の付根に開口し、背面に沿う流体の流れ方向に傾
いて吹出す吹出し穴と、この吹出し穴と注入穴とを連通
し、静翼内部に設けられる連通通路とを設けることを特
徴とするタービン静翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1590889A JPH02196107A (ja) | 1989-01-25 | 1989-01-25 | タービン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1590889A JPH02196107A (ja) | 1989-01-25 | 1989-01-25 | タービン静翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02196107A true JPH02196107A (ja) | 1990-08-02 |
Family
ID=11901871
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1590889A Pending JPH02196107A (ja) | 1989-01-25 | 1989-01-25 | タービン静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02196107A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005256835A (ja) * | 2004-03-10 | 2005-09-22 | General Electric Co <Ge> | 分岐形の出口ガイドベーン |
-
1989
- 1989-01-25 JP JP1590889A patent/JPH02196107A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005256835A (ja) * | 2004-03-10 | 2005-09-22 | General Electric Co <Ge> | 分岐形の出口ガイドベーン |
| JP4658618B2 (ja) * | 2004-03-10 | 2011-03-23 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 分岐形の出口ガイドベーン |
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