JPH03189304A - 軸流流体機械 - Google Patents

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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は軸流流体機械の静翼に係り、特に、動翼の回転
方向に突出弯曲した静翼の改良に関するものである。

〔従来の技術〕

例えば大容量の発電用タービン等においては効、率の向
上は経済面、資源面等から極めて重要な改善課題であり
、従来から国内外の関係者による改善のための研究開発
努力がなされている。しがしながらタービン段落部にお
ける作動流体の３次元流動に関する解明若しくはそれに
基づく改善は充分に行われていなかった。

第１図（ａ）、第１図（ｂ）は、一般的に用いられてい
るその段落を示すもので、フレア角（静翼ダイヤフラム
上壁が下流側に流路断面積を増大するように拡大する角
度）を有する場合のタービン段落の子午面形状を示すも
のである。静翼１は動翼２への流体の流れを制御するも
のであり、下流側から静翼の後縁６の形状を見た場合を
第１図（ｂ）に示している。従来極く一般に採用されて
いる静翼後縁６は直線状をなし、しかも回転軸中心から
放射状に配置されている。従ってこの放射状配置のため
に、第２図に示すように、静翼出口の流体流れは翼根光
近傍においても半径方向の速度成分を持ち、翼先端に向
かうような流れ８となる。このため、動翼へ流入する流
体の流れも半径方向速度成分を有する流れとなる。この
半径方向の流れは動翼のなす仕事には何等寄与せず、こ
の半径方向速度成分の値はそのまま損失となってしまう
。またこの影響により動翼根元近傍の流れが逆流するよ
うな現象が発生し易くなりタービン性能の低下となる。

この現象は特に静翼のフレア角が大きい場合に、より顕
著に現われる。従来からこの対策として、第３図に示す
ように、静翼を動翼の回転方向（９で示す）側に所定の
角度θだけ傾けて取付け、静翼の部分で、流体の流れを
翼根元方向に押しつける力を発生させることが行われて
いた。この角度θを接線方向（周方向）翼取付は傾き角
と呼ぶが、実機での値は１０°前後の値であり、第３図
に示すように角度θの値は半径方向位置に対して一定値
を保ち、従って翼後縁形状は直線状となっていた。この
ものでは、静翼根元の流れは改善されるが、逆に静翼先
端の流れは壁から離れる方向になるため、静翼流路内の
二次流れの増大等の原因となる欠点がある。これの改善
を意図して、実験室レベルではあるが、第４図に示すよ
うに、静翼を動翼の回転方向に突出弯曲させる、すなわ
ち接線方向翼取付は傾き角を静翼根元では動翼回転方向
に、静翼先端では動翼回転方向とは逆方向につける試み
がなされた。そのことはソ連の熱工学に関する雑誌テエ
プロエネルギチイカ（Ｔ　ｅ　ｒ　ｎ　３　Ｈｅ　ｐ　
ｒ　ｅ　Ｔ　Ｉ４Ｋ　ａ　１９６４．５）に掲載された
ブリイヤニーエザクルルトキイボトー力ナハラクチュリ
スチーキ　ソプロビーフレシエトーク（ＢＪＩＨ只ＨＴ
／ＩＥ　　３ＡＫＰｙＴＫＨｎＯＴＯＫＡ　　Ｅ（Ａ　
　ＸＡＰＡＴＥＰＩ／ＩＣＴＴ４ＫＨＣＯｒｌＪＩＢｂ
ｌＸ　　ＰＥＬＩＩＥＴＯＫ）なる論文で紹介されてい
る。上記文献においては第１図（ｂ）及び第３図及び第
４図に示すような接線方向翼取付は傾き角をもった静翼
単体について実験を行い、翼長方向の損失分布を算出し
てその結果を第５図の（ａ）、（ｂ）、（ｃ）で表して
いる。上記（ａ）（ｂ）（ｃ）は各各、第１図（ｂ）、
第３図及び第４図に対応している。

〔発明が解決しようとする課題〕

この第５図に示されるように、静翼単体の円環翼列とし
ての性能は、第４図に示すような弯曲形の静翼が好まし
いことになる。しかしながら、静翼と動翼を組合せた段
落流れの場合は、この弯曲形のものでは、翼先端近傍で
の半径方向速度成分を増加させる作用があり、動翼の仕
事量の減少、あるいはこの半径方向の速度成分に流体の
エネルギが費やされることに起因して、静翼と動翼の間
の圧力分布が設計条件からずれてしまい、動翼の流れの
損失が増加するなどの観点からは好ましいものとはいえ
ない。ここで、このことを明らかにするために、段落内
の３次元流動現象を第６図（ａ）に基づき動翼入口で半
径方向速度成分の発生する機構を説明する。この図は静
翼後縁から流出する流体の流れ１３が、動翼入口まで移
動する様子を示している。図に示すように静翼出口から
の流体の流れ１３は、静翼と動翼の距離の間で静翼の流
出角の分だけ接線方向、すなりち周方向に所定の距離移
動する。従って第６図（ａ）に示すように、静翼出口で
半径方向速度成分をもたない接線方向の流れ１３は、動
翼人口１４に達した時には、符号１３′に示すように半
径方向の速度成分を有することになる。勿論、実際には
ダイヤフラム上壁４と下壁３によって円環状の流路を形
成しているので、流れ１３は幾分円環流路に沿って流れ
るようにはなるが、円環流路の効果は翼から流体に働く
力の効果に比べて小さい。従って、半径方向の速度成分
を減少するために、第３図に示すように、静翼を取付け
る際に、動翼回転方向に翼を傾けて設置することが行わ
れていたわけであるが、この時の流れの様子が第７図に
示されている。

接線方向（周方向）翼取付は傾き角θをつけることによ
り、翼から流体を根元方向に押しつける力が発生し、静
翼出口においては、第７図（ａ）に示すような負の半径
方向速度成分を有する流れ１３が発生する。この流れが
動翼入口１４に達すると、角度θを適切に選ぶことによ
り、半径方向速度成分はほとんどない１３′のような流
れとなる。このような流れは、第７図（ｂ）に示すよう
に、動翼半径方向断面に対して、はぼ２次元的に流入す
ることになり、流体のもつエネルギを有効に動翼のなす
仕事に変換することができる。

更に、半径方向の速度成分の減少により流体の持つエネ
ルギの浪費がないために、動翼と動翼の間の圧力分布も
設計点からずれることがなく、動翼性能の劣化も防止す
ることができる。これに対して前記の文献のものでは静
翼単体のみについての対策である故に、上記のような動
翼を含めた段落としての問題点について対策はなされず
、従ってこれを実際のタービンの静翼に適用することは
不適当である。すなわち、このものでは、先端側の接線
方向翼取付は角θを負の値を持つようにしているため、
結果として、静翼を根元での傾きの逆方向に傾けすぎて
いることになる。又、同じく前記第３図に示すような接
線方向翼取付は傾き角θを一定にすること即ち翼後縁形
状を直線状となしたものでは、翼根元側の流れの改善は
可能であるが、翼先端部において流体の流れを壁面から
離し、静翼翼間内の二次流れ損失を増大させてしまう嫌
いがあった。

本発明はこれにかんがみなされたもので、静翼の根元及
び先端は勿論静翼の径方向いずこの位置においても流体
のもつエネルギを動翼で有効に仕事に変換できるこの種
軸流流体機械の静翼を提供するにある。

〔課題を解決するための手段〕

すなわち本発明は、動翼の回転方向に突出弯曲して形成
された細流流体機械の静翼で、この静翼後縁の径方向各
位置における周方向の傾き角を、静翼根元から静翼先端
に向って次第に減少するように形成し、所期の目的を達
成するようにしたものである。

［作用〕 すなわちこの静翼によれば、静翼の先端に向うに従って
傾き角が減少するので、その部分、特に先端部分におけ
る流体の翼根元方向への押付は力が過大とならず、従っ
て静翼先端附近で流体の流れが外周壁面から離される作
用がなくなり、流体のもつエネルギを動翼で有効に仕事
に変換させることができるのである。

〔実施例〕

以下、図示した実施例に基づいて本発明の詳細な説明す
る。

第８図は本発明の静翼後縁６の形状を示すもので、３は
下壁、４は上壁である。

静翼後縁６は弯曲状をなし、その翼根光の傾き角θ、は
、翼先端での傾き角θｔより小さく形成されている。す
なわちθ、〉θ１＞０の関係になっており、そしてその
中間は次第にその傾き角が減少するように形成されてい
る。

この構成であると、静翼の根元では傾き角が大きく、先
端に向うにしたがい翼後縁の傾き角が減少することから
、翼根光近傍では流体を根元方向に押しつける力が充分
発生し、したがって流体は半径方向速度成分の少ない流
れとなり、逆に又翼先端では翼後縁の傾き角が小さいこ
とから、流体の翼根元方向への押付力も小さく、したが
って静翼先端付近での流体は外周壁面から離されること
がなくなり、流体のもっているエネルギを充分仕事に変
換させることが可能となる。

このことを第６図（ｂ）を用いもう少し詳細に説明する
と、動翼の入口での半径方向速度成分は、この図に示さ
れているように静翼１と動翼２の翼間距離Ｘと静翼出口
の流出角αに密接に関係する。

この場合接線方向移動距離Ｑは、半径位置をＲとし静翼
出口から動翼入口までの角度θに換算すると幾何学的に
Ｑ＃Ｒθの関係で定義することができる。そして一つの
静翼についてはＱはほぼ一定と見て差支えがないのでこ
れによって算出された角度θを接続方向翼取付は傾き角
とすれば、動翼入口で、半径方向速度成分をほぼ除去す
ることができる。

又、この図から明らかなようにＱ　＝　ｘ　／ｃｏｓα
の関係があるので静翼と動翼の翼間距離Ｘと静翼出口の
流出角αからＱを求めることが出来る。ここでＸ及びα
は設計値であるからこれによって予めＱを知り従ってθ
を予め算出することができる。

このＸやαの値は例えば蒸気タービン等においては従来
の経験によって成る範囲内の数値が与えられている。そ
れをもとにして実際的な傾き角θを求めて図表化したの
が第９図である。即ちＲｆＪ＝２０とＲθ＝６で囲まれ
る範囲が実機に適用して好適なものである。

第１０図（ａ）、（ｂ）は前述のものとほぼ同等の効果
を発生させることのできる他の実施例を示すもので、前
述した実施例のような連続的に接線方向翼取付は傾き角
を変化させるのではなく、半径方向位置を複数個に分割
し、断続的に接線方向翼取付は傾き角を変化させた場合
のものを示している。しかし、このものでも第８図と同
様にθ、〉θ、〉Ｏ関係は保たれていることは勿論であ
る。

尚、この実施例の場合には、前述した効果の他に翼の製
作が容易となる効果もある。

〔発明の効果〕

以上説明してきたように、本発明は動翼の回転方向に突
出弯曲して形成された軸流流体機械の静翼で、この静翼
後縁の径方向各位置における周方向の傾き角を、静翼根
元から静翼先端に向って次第に減少するように形成した
から、静翼根元近傍においては半径方向速度成分の少な
い流体の流れとなり、又静翼先端近傍においては、流体
の翼根元方向への押付力は小さいので、静翼先端付近の
流体の流れが外周壁面から離れる作用がなくなり、した
がって静翼の径方向いずこの位置においても、流体のも
つエネルギを動翼で有効に仕事に変換することができる
。

【図面の簡単な説明】

第１図（ａ）はタービン段落の縦断側面図、第１図（ｂ
）はその静翼の正面図、第２図は静翼出口の流体の流れ
を示す図、第３図及び第４図は夫夫接線方向翼取付は傾
き角のある従来の静翼後縁形状図、第５図（ａ）、（ｂ
）、（ｃ）は静翼の損失分布図、第６図（ａ）、（ｂ）
は静翼出口から動翼入口に至るまでの流体の流れを説明
するものにして、（ａ）はその縦断正面図、（ｂ）平面
図である。 第７図（ａ）、（ｂ）は接線方向翼取付は傾き角をつけ
た時の流体の流れを示すものにして、（ａ）はその縦断
正面図、（ｂ）は縦断側面図である。第８図は本発明の
一実施例の静翼を示す縦断側面図、第９図は本発明の接
線方向翼取付は傾き角の半径方向分布図、第１０図（ａ
）、（ｂ）本発明の他の実施例を示す静翼の縦断正面図
である。 第１図（ａ） 第１　図（ｂ） 第 ２ 図 第 図（ａ） 第 図（ｂ） 第 図 第 図Ｃａ＞ 第 図（ｂ） 第 図（Ｃ） ０４８　１２１６２０　０４　８１２１６２００４　８
１２損失　　　　　　　　　損失　　　　　　損失第 了 図（ａ） 第 図（ｂ） 第 ８ 図 ０色−９ 第 図

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、動翼の回転方向に突出弯曲して形成された軸流流体
   機械の静翼において、 前記静翼後縁の径方向各位置における周方向の傾き角を
   、静翼根元から静翼先端に向つて次第に減少するように
   形成したことを特徴とする軸流流体機械の静翼。 ２、前記傾き角の減少の割合を、周方向傾き角をθ、静
   翼後縁の径方向位置をＲで表わした場合、 Ｒ×θ≒Ｋ（Ｋは定数） の条件となるようにしたことを特徴とする特許請求の範
   囲第１項記載の軸流流体機械の静翼。 ３、前記静翼先端を、動翼の回転方向側に傾かせたこと
   を特徴とする特許請求の範囲第１項記載の軸流流体機械
   の静翼。 ４、前記定数Ｋを６〜２０の範囲内で選定したことを特
   徴とする特許請求の範囲第２項記載の軸流流体機械の静
   翼。