JPH03138404A

JPH03138404A - 蒸気タービン用の羽根

Info

Publication number: JPH03138404A
Application number: JP2269700A
Authority: JP
Inventors: Mank H Tran; マンク・ハイ・トラン
Original assignee: Westinghouse Electric Corp
Current assignee: CBS Corp
Priority date: 1989-10-16
Filing date: 1990-10-09
Publication date: 1991-06-12
Also published as: IT9021615A0; IT1243061B; CA2027642A1; ES2028548A6; IT9021615A1; CN1024702C; KR100194259B1; CN1051069A; KR910008254A; US5035578A

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。

Description

【発明の詳細な説明】本発明は、一般に蒸気タービンのロータ翼もしくは羽根
に関し、特に、空気力学的に効率の良い翼形を有する新
規な設計のタービン羽根に関するものである。

ｌ走致籠立１泗タービンの効率は、翼配列の損失を減少することにより
改善することができる。タービン効率は、蒸気の状態、
サイクルの段取り、及び翼配列の内部効率のような幾つ
かのパラメータに関係している。これ等のパラメータの
うち、内部効率が、恐らくは最も肝要なパラメータであ
ると考えられる。

性能及び翼効率は同義語であるとみなし得るからである
。

制御段及び反動段翼配列の新たな設計に当たって省察し
た主たるパラメータの内の２つのパラメータは、（１）
損失を最小にする制御された半径方向の流れ分布及び（
２）静翼及び動翼配列の改良された空力性能である。

制御段の翼は、１．２〜３．５の圧力比の広範囲の条件
下て動作しなければはらない。これは主として、この段
の翼配列が部分周噴射から全周噴射で動作し、そのため
ノズルから噴出する蒸気速度が全周噴射における亜音速
から部分周噴射における遷音速になるという事実に起因
する。部分周噴射においては、ノズル噴射マツハ数は１
．３のレベルにも達し得る。

一般に、制御段翼配列の縦横比（高さ７幅の比）は小さ
く、回転中の翼を横切る流れの回転角は大きく、このこ
とは衝撃型翼配列において一貫している。噴射層に依存
し、回転翼を横切る流れの回転角は１４０°はとにも大
きくなり得る。

低い縦横比及び大きい流れ回転角は、往々にして、翼形
損失と同じ大きさにもなり得る高い二次的な流れ損失を
惹起する。制御段翼列の性能を改善する上にお（つる木
質的な目標は、二次的な流れ損失を最小にすること及び
翼形損失を減少することにある。

所定の翼列の翼もしくは羽根がねしり形状を有し、長さ
に沿い漸次的に且つ定常的にその形状が変化するタービ
ン翼設計の領域においては、各種振動モードにおける共
振周波数が、タービンに関係する回転速度の高調波と高
調波との間に確実に納まり、破壊的な振動を誘起しない
ように翼を整調することが非常に重要になっている。

上記以外の翼は、一定の形状を有し、その長さに沿って
ねじりを有しない。これ等の翼は、益々肉厚になり、従
って堅牢になる傾向があり、整調を必要としない。特に
、これ等の翼をロータ翼に使用する場合には、これ等の
翼は、共振中も安全に動作するように充分な強度を有し
ていなければならない。しかし、この種の翼の場合でも
、幅を小さくすれば最良の性能が得られることから、幅
を可能な限り小さくするのが望ましいとされている。し
かし、幅を過度に減少すると、翼は、故障を牛ザしぬ得
るような負荷或は応力に耐えることかてきなくなるであ
ろう。

蒸気タービンで用いられる翼の設計においては多数のパ
ラメータを慎重に考慮しなければならない。新しい蒸気
タービンのための翼の設計に当たっては、翼形状の開発
名には、対処しなければならない成る流れの場に関する
パラメータが与えられる。この流れの場は、特に、（ロ
ータ翼列の隣接する翼間を通過する蒸気に対する）入口
及び出口角、ゲージング及び速度比により決定される。

ここで゛′ゲージングパとは、ピッチに対するのと厚の
比であり、′のど厚パとは、１つのロータ翼の後縁と、
それに隣接する翼の正圧表面との間の直線距離てあり、
そして゛ピッチ°”とは、隣接するローり翼の後縁間の
間隔である。これ等のパラメータは、当該技術分野にお
いて通常の知識を有するものには周知であって、新しい
ロータ動翼或は静翼の設Ｊ１においは、その都度重要な
役割を演するパラメータである。

加えて、翼の設計においては一般に下記の事項が考慮さ
れる。はぞを有する翼は、はぞの位置を可能な限り翼の
重心に接近させなければならない。

翼の後縁はプラットフォーム部の縁に極く接近していな
ければならない。翼形部の重心は、翼の根元に対する偏
心応力を最小限度に抑えるために可能な限りプラットフ
ォーム部の重心に接近していなければならない。

以上に鑑み、構造上の強度の損失を伴うことなく、ター
ビン熱効率の向上になる高い空力効率を有する真の設計
に対する必要性が存在する。

免班例見１本発明の目的は、従来の設計例よりも遥かに空力効率の
良い新規な設計のタービン翼を提供することにある。

本発明の他の目的は、現存のタービンの改装の際に取り
付けることが可能な新規な設計の翼を提供することにあ
る。

本発明の更に他の目的は、高圧タービン、中圧タービン
及び低圧タービンの前端部における熱出力を増加するこ
とにより、翼配列の信頼性向上及び熱性能の向上をもた
らす新規な設計のタービン翼を提供することにある。

本発明の上に述べた目的及び他の目的は、前縁と、後縁
と、該前縁及び後縁間に延在し、曲率半径を有する凹状
の正圧表面と、前縁及び後縁間に延在し、曲率半径を有
する凸状の負圧表面とを有し、凸状の負圧表面に沿う曲
率半径が前縁から後縁に向かい連続的に増加する構造の
蒸気タービン用の翼を提供することにより達成される。

凹状の正圧表面に沿う曲率半径は実質的に一定に留とま
るのが有利である。

反動タービン翼列のための翼配列の上述の特徴や利点及
び他の特徴や利点は、添付図面を参照して述べる一実施
例に関する以下の詳細な説明から一層明らかになるであ
ろう。

な　　　　　の−を蒸気タービンのロータ翼もしくは羽根は、一般に周知の
ように、翼状部と、プラットフォーム部と、根元部とを
備えている。根元部は、（動翼の場合には）翼をロータ
に取り付けるのに用いられ、また（静翼の場合には）ケ
ーシングに翼を取り付けるのに用いられる。翼の根元部
及びプラットフォーム部の設計及び考察は、本発明の主
題ではなく、従って、翼の根元部及びプラットフォーム
部の詳細に関しては説明を省略する。

本発明は、翼形状が、プラットフォーム部から翼の先端
まで一定である特定の型の翼に関するものであるので、
第１図に示した隣接する翼の横断面図で、翼の全体の翼
形断面を示すのに充分であろう。ねじり形状を有する他
の型の翼の場合には、横断面図の位置に依存して翼の横
断面形状が異なってくるであろう。しかし、本発明は、
一定の形状を有する型の翼の翼形部分の形状に関心を置
くものである。

第１図を参照するに、２つの隣接するロータ翼（羽根）
は、総括的に、それぞれ参照数字１２及び１４で示しで
ある。翼は同一であるので、翼１４の詳細について以下
に説明する。

翼１４は、蒸気タービン用の翼であって、前縁１６、後
縁１８、凹状の正圧表面２０及び凸状の負圧表面２２を
含む。

本発明によれば、凸状の負圧表面２２に沿う曲率半径は
、（速度−〇である）よどみ点で始まり、前縁１６から
後縁１８に向かい連続的に増加する。また、凹状の正圧
表面２０に沿う曲率半径は一定である。

定常的に増加する曲がり（曲率半径）及び一定の曲がり
（曲率半径）という構成は、特に、翼のゲージングが２
７〜３３％である配列に適用され、高圧タービン、中圧
タービン及び低圧タービンの最初の幾つかの段で用いら
れる翼に適用される。ここで、“ゲージング″とはピッ
チに対するのど厚の比として定義される。また、“のど
厚”は、第１図に参照文字“Ｏ”で示しであるように、
ロータ翼１２の後縁と翼１４の負圧表面との間の間隔で
あり、“ピッチ°“は、同図において参照文字”　ｓ　
”で示しであるように、２つの隣接する翼１２及び１４
の後縁間の直線距離である。

翼の幅は、距離ＩＩ１．で示されており、買入口流れ角
はαで示されている。

第１図を参照して上に述べた翼は、その表面形状と関連
する空力損失を最小にするように設計されている。表面
に沿い流れを加速することができ、それによって小さい
境界層厚を確保することができれば、空力損失を最小に
することができる。これを達成するために、凸面に沿う
曲率半径は連続的に増加し、他方、凹面に沿う曲率半径
は製造を容易にするために一定に保たれている。このこ
とは、第２図のグラフに図解されている。

翼は、広範囲の入口流れ角で動作しなければはらないの
で、大きい前縁流れ内角（β）を選ぶ。

翼の配向（γ）を変えることにより異なった翼のゲージ
ングを実現することができる。この翼部分の場合には、
約４６°±３°の翼配向角を選択して最適な性能が得ら
れた。

本発明の別の側面においては、現存のロータ翼を新規に
設計された翼と交換する改装に用いることがてきる。こ
のような情況においては、現存のほぞ設計を新規な翼設
計に利用することが可能である。本発明による新規な翼
部分は、現存のほぞが、翼における曲げ応力を増加する
ことなく翼形に適合できるように設計した。

第３図を参照するに、はぞの重心Ｏ”が、ｙｙｔｔｌＩ
Ｉｌ線に沿い且つ翼形の重心Ｏ上方に位置するようにほ
ぞを翼形の頂部に重ねた。この構成によれば、回転状態
中、はぞは、接線方向ｙ−ｙにおける蒸気力により真に
加わるモーメントに対し反作用するモーメントを発生す
る。それにより、蒸気による曲げ応力が減少し、翼配列
の信頼性が高まる。

また、本発明による新規な翼の翼形は、曲げ応力を考慮
するために若干の変形を加えて、一体のシュラウドを有
する翼にも適用することができる。

第３図に例示した寸法値は、第１図に礼として示したモ
デル真の幅に対して列挙しである。本発明の新規な翼断
面設計は、単に、モデル翼の座標を、Ｗ／ｌ１Ｉｎの比
により校正するだけで種々な翼幅に適用することが可能
である。尚、ここてＷは好適な翼幅であり、そしてに、
はモデル翼の幅である。

はぞ２４は、ｙ−ｙ軸に沿い翼形の重心Ｏの上方に位置
する重心Ｏ°を有している。具体的に述べると、はぞ２
４の最小慣性モーメントの主軸は、翼のｘ−ｘ軸に対し
６５°の角度にある。第３図に示した寸法で、はぞ２４
の重心は、翼のｘ−ｘ軸線上方４．０３８６ｍｍでｙ−
ｙ軸から０．３０５ｍｍだけ離間している。

当業者には、本発明の数多の変更及び適応を想到し得る
であろう。従って、本発明の真の精神及び範囲に入るこ
の種の変更及び適応は本発明により包含されるべきもの
であることを付記する。

【図面の簡単な説明】

第１図は、所定の翼列の２つの隣接する蒸気タービンロ
ータ翼の翼状部の横断面図、第２図は、第１図に示した
凹面及び凸面の曲率半径特性を比較するグラフ、第３図
は、頂部にほぞを有する本１− 発明による翼の翼状部を示す頂面図であって、翼断面の
重心に対する翼のほぞの重心の位置を図解する図である
。１２．１４・・・ロータ翼もしくは羽根１６・・・前縁
　　　　　　　１８・・・後縁２０・・・凹状の正圧表
面　　２２・・・凸状の負圧表面２４・・・はぞ２

Claims

【特許請求の範囲】１）蒸気タービン用の羽根であって、前縁と、後縁と、前記前縁及び後縁間に延在し、曲率半径を有する、凹状
の正圧表面と、前記前縁及び後縁間に延在し、曲率半径を有する、凸状
の負圧表面とを備え、前記前縁、後縁並びに凸状及び凹状の表面で翼状部を形
成し、前記凸状の負圧表面に沿う曲率半径が前記前縁から前記
後縁に連続的に増加している、蒸気タービン用の羽根。２）蒸気タービン用の羽根であって、前縁と、後縁と、前記前縁及び後縁間に延在し、曲率半径を有する、凹状
の正圧表面と、前記前縁及び後縁間に延在し、曲率半径を有する、凸状
の負圧表面とを備え、前記前縁、後縁並びに凸状及び凹状の表面で翼状部を形
成し、前記凸状の負圧表面に沿う曲率半径が前記前縁から後縁
に連続的に増加し、そして前記凹状の正圧表面に沿う曲
率半径は実質的に一定である、蒸気タービン用の羽根。