JPH05222901A - タービンの静翼構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】低アスペクト段落に発生する二次流れ損失の低
減を図り、軸流タービンの段落効率の改善を図りうる静
翼構造の提供。 【構成】静翼の前縁線１８は外周ダイアコラムの内壁面
１４と内周ダイアコラムの外壁面１５にほぼ直交する。
静翼の弦長をその翼長の中央部で最大とし、中央部から
翼先端及び根元に向って漸次縮小するようにする静翼の
後縁線３１は次のようにきめられる。翼長の中心及び翼
中央部の翼弦長の中心を夫々通る軸線２６と２５の交点
０を原点とし、静翼の翼長を長径、翼中央部の翼弦長を
短径とした楕円曲線３２の焦点ｆ，−ｆを通り軸線２５
に直交する線分が楕円曲線３２を切って出来る曲線２４
（ＡＰＢ）を、翼長方向の座標を静翼の翼長と焦点長さ
ｏｆの比率分だけ拡大修正し、翼先端と根元の後縁点Ｃ
とＤは楕円曲線３２上の点ＡとＢを結ぶ線上にあるよう
にする。また、翼出口角の翼長方向の変化をアスペクト
比に応じて変化するよう定式化する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、蒸気タービン，ガスタ
ービン等の各種流体機械に応用できる軸流タービンに関
する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、蒸気タービンやガスタービン等
の軸流流体機械の一段落は、図２にその典型的な構造を
示すように、外周ダイヤフラム３と内周ダイヤフラム４
に固定保持された複数の静翼１とディスク５及びシュラ
ウドリング６で固定された複数の動翼２からなり、この
一つの段落を複数段もついわゆる多段落から構成されて
いる。蒸気タービンの高中圧段落やガスタービンの段落
は、翼長と翼弦長の比で表わされるアスペクト比が小さ
く、そのために外周ダイヤフラム３と内周ダイヤフラム
４の側壁に発達した境界層や静翼１の翼面境界層の相互
干渉によって生じる二次流れに起因した流動損失が大幅
に増加する。このようなタービン翼列側壁部に発達する
二次流れのメカニズムについて図３ 出典：オー．ピ
ー，シャーマアンド ティ エル バトラー；プリディ
クション オブ エンドウォール ロス エンド セカ
ンダアリイ フロー イン アクシャル フロータービ
ン カスケード，トランズアクション エーエスエムイ
ー，ジャーナル オブ ターボマシナリィ，Vol.１０９
（１９８７−４）を用いて説明する。側壁面７の近傍に
おいて静翼１ａ，１ｂ，１ｃに流入する流れ９ａ，９
ｂ，９ｃは、低エネルギ流体である入口境界層８ａ，８
ｂ，８ｃが側壁面７上で発達し、静翼１ａ，１ｂ，１ｃ
の前縁に衝突して二つの馬蹄形渦を形成する。

【０００３】この二つの渦は、背面側馬蹄形渦１０ａ，
１０ｂ，１０ｃと腹面側馬蹄形渦１１ａ，１１ｂ，１１
ｃに分かれる。これらの渦が静翼１ａ，１ｂ，１ｃの翼
列流路内に入ると、背面側馬蹄形渦１０ａ，１０ｂ，１
０ｃは静翼背面と側壁の境界層の発達によって次第に成
長しながら下流へ移行する。一方、腹面側馬蹄形渦１１
ａ，１１ｂ，１１ｃは、静翼腹面と背面との圧力差によ
って誘起される流路渦１２ａ，１２ｂ，１２ｃが作用
し、下流側に移行するほど静翼背面側に偏向しながら大
きな二次流れ渦１３ａ，１３ｂ，１３ｃのように発達，
成長する。このような二次流れ渦１３ａ，１３ｂ，１３
ｃは、静翼の翼長と翼弦長の比で表わされるアスペクト
比が小さいほど翼列流路を占める割合が大きくなり、そ
れに伴って静翼の損失も増加することになる。また、静
翼の翼列流路内で発生する二次流れ損失は、静翼流出角
に大きな偏向をもたらし、これによって後続する動翼へ
の流入角を適正な状態から変化させ動翼の迎え角損失も
増加させるといった付加的な損失を生じさせることにな
る。

【０００４】このような低アスペクト比段落特有の二次
流れ損失の低減策として、我々は先に特公昭61−47285
号公報に開示した内容の提案をした。この発明は、静翼
の翼弦長をその翼長の中央部で最大となし、翼長の中央
部から翼先端及び翼根元の側壁に近づくにつれて漸次縮
小するような構成にし、かつ、静翼出口端から動翼入口
端までの距離が前記翼長の中央部で最小となり、翼中央
部から翼先端及び翼根元の側壁に近づくにしたがって漸
次増大するように構成することを特徴としたものである
（図４，図５，図６及び図７参照）。しかし、先の提案
は前述したように静翼構成が非常に抽象的であり、具体
的な設計に適用する場合には多くの課題がある。すなわ
ち、静翼のアスペクト比の大きさに対応して翼長方向に
関する翼弦長の変化や静翼出口角の変化を、規定するこ
とが重要であり、これに関する提案が欠けていた。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】特公昭61−47285 号公
報に開示した従来技術では、蒸気タービンやガスタービ
ン等の軸流タービンの低アスペクト比段落に発生する二
次流れ損失低減に関する抜本的な解決法にならない。何
故ならば、上記のような軸流タービンの段落に発生する
二次流れ損失の大きさは、翼長と翼弦長の比で表わされ
るアスペクト比の大小によって大きく異なり、段落効率
に及ぼす影響も必然的にアスペクト比によって変化する
ことになる。したがって、特公昭61−47285 号公報に開
示した従来技術の内容をさらに具体的した提案が実質的
には必要であることはいうまでもない。

【０００６】本発明の目的は、低アスペクト比段落に発
生する二次流れ損失の低減をはかり、蒸気タービンやガ
スタービン等の軸流タービンの段落効率の改善を図るこ
とによって、発電プラントの省エネルギ化を提供するこ
とにある。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明は、先に提案した
特公昭61−47285 号にみられる欠点を解消するために、
蒸気タービンやガスタービン等の軸流流体機械の段落を
構成する複数の静翼と動翼のうち、静翼の弦長をその翼
長の中央部で最大とし、かつ翼長の中央部から翼先端及
び翼根元の側壁に近づくにつれて漸次縮小するようにス
タッキングした静翼において、静翼の翼長方向に関する
翼弦長の変化が、静翼の翼長と翼弦長をパラメータとす
る楕円曲線に従って変化するように静翼後縁の周方向座
標と翼長方向座標を決定することを特徴とし、かつ、静
翼中央部、先端側壁部及び根元側壁部の静翼出口角（(s
in¹（ｓ／ｔ) ｓ：スロート長，ｔ：静翼ピッチ）が静
翼の翼長と翼弦長をパラメータとする定式によって決
め、さらに、静翼出口角の翼長方向の変化が上記の三点
を結んだ任意の二次曲線にしたがって変化することを特
徴としたタービンの静翼構造を提案するものである。

【０００８】

【作用】本発明は前記のような手段を講じることによっ
て、先に提案した特公昭61−47285 号公報にみられる従
来技術の不具合を解消しようとするものであるが、以
下、その作用について説明する。低アスペクト比段落の
翼先端や翼根元の側壁に発達した二次流れ損失を抑制す
るために、特公昭61−47285 号公報では静翼の弦長をそ
の翼長の中央部で最大とし、かつ翼長の中央部から翼先
端及び翼根元の側壁に近づくにつれて漸次縮小するよう
にスタッキングし、さらに静翼の出口角を翼中央部で最
小に、翼先端部と翼根元部の静翼出口角を翼中央部より
も大きく設定する静翼構造を提案した。しかし、二次流
れ損失はアスペクト比の大きさに著しく依存し、アスペ
クト比が小さくなると二次流れ損失が大幅に増加するの
が一般的である。従って、特公昭61−47285 号公報で提
案したように単に翼長方向の翼弦長や静翼出口角を大小
関係を規定するだけでは不十分であり、実際に設計問題
に適用することはできず、アスペクト比の大きさに応じ
て翼長方向の翼弦長や静翼出口角の変化を設定すること
が肝要である。そこで、本発明では静翼の翼長方向に関
する翼弦長の変化が、静翼の翼長と翼弦長をパラメータ
とする楕円曲線に従って変化するように静翼後縁の周方
向座標と翼長方向座標を決定することを提案する。か
つ、静翼中央部，先端側壁部及び根元側壁部の静翼出口
角（(sin¹（ｓ／ｔ） ｓ：スロート長，ｔ：静翼ピッ
チ）が静翼の翼長と翼弦長をパラメータとする定式によ
って決め、さらに、静翼出口角の翼長方向の変化が上記
の三点を結んだ任意の二次曲線にしたがって変化するこ
とを特徴としたタービンの静翼構造を提案する。この提
案によって、アスペクト比の異なる静翼に対応して、静
翼の側壁近くに発生する二次流れを抑制することがで
き、蒸気タービンやガスタービンなどの軸流タービンの
段落効率の改善に寄与できる。

【０００９】

【実施例】以下、本発明の実施例及び変形実施例の詳細
を図１及び図８から図１５を用いで説明する。

【００１０】図１は、本発明を適用した典型的なタービ
ン段落の静翼構造を示す。静翼構造は、本発明による複
数の静翼２０ａ，２０ｂ…を固定保持する外周ダイヤフ
ラム３と内周ダイヤフラム４によって構成される。該静
翼２０ａ，２０ｂ…の先端部翼形２１ａ，２１ｂ…は、
外周ダイヤフラム３の内壁面１４に接続し、前記の静翼
２０ａ，２０ｂ…の根元部翼形２２ａ，２２ｂ…は、内
周ダイヤフラム４の外壁面１５と接続している。これら
の静翼２０ａ，２０ｂ…の翼形状は、背面形状１６ａと
腹面形状１６ｂによって形成され、静翼高さは外周ダイ
ヤフラム３の内壁面１４と内周ダイヤフラム４の外壁面
１５の流路幅Ｈｎによって規定される長さとなる。この
場合、静翼２０ａ，２０ｂ…の先端部翼形２１ａ，２１
ｂ…と流路幅Ｈｎの中央部（ＰＣＤ断面と称する）の翼
形２３ａ，２３ｂ…及び根元部翼形２２ａ，２２ｂ…の
翼形は、お互いに相似な形状を保有しており、ＰＣＤ断
面の翼形２３は、先端部翼形２１と根元部翼形２２より
も大きな翼形状をもつ。すなわち、ＰＣＤ断面の翼形２
３の翼弦長Ｃｐは、先端部翼形２１の翼弦長Ｃｔと根元
部翼形２２の翼弦長Ｃｒよりも大きな翼形で形成され
る。先に提案した特公昭61−47285 号公報は、前述した
ように静翼の高さ方向の翼弦長を規定した内容に留まっ
ていたが、この提案のみでは、静翼の高さＨｎと静翼の
翼弦長Ｃｎとの比で表わされるアスペクト比が種々変化
した場合に、翼中央部の翼弦長Ｃｐに対する翼先端部の
翼弦長Ｃｔ及び翼根元部の翼弦長Ｃｒの大きさを定量的
に規定することが難しいことになる。

【００１１】本発明の特徴は、このように静翼の高さ方
向に翼弦長を変化させる場合に、静翼アスペクト比に応
じて適正な手段を提供することにある。図８は、図１に
示したタービン静翼構造のVIII−VIII矢視図である。静
翼２０の前縁線１８は、外周ダイヤフラムの内壁面１４
および内周ダイヤフラムの外壁面１５に対してほぼ直角
に交わる。一方、静翼２０の後縁線３１は、外周ダイヤ
フラムの内壁面１４および内周ダイヤフラムの外壁面１
５に対してある傾きをもった曲線で交差する。つぎに、
この静翼２０の後縁線３１の決め方について説明する。
図中の曲線３２は、Ｈｎ（Ｈｎ：静翼の翼長）を長径と
し、Ｃｎ（Ｃｎ：翼中央部の翼弦長）を短径とする次式
で表わされる楕円曲線である。

【００１２】

【数２】

【００１３】したがって、楕円曲線３２の原点は、静翼
の翼長の１／２を通る軸線２６と翼中央部の翼弦長の１
／２を通る軸線２５の交点である。そして、静翼２０の
後縁線３１の基本形状となる線分２４は、楕円曲線３２
の焦点座標ｆおよび−ｆを通って軸線２５に直交する線
分と楕円曲線３２とが交差する点Ａと点Ｂおよび静翼２
０の翼長方向の中心軸での後縁点Ｐを結ぶ楕円曲線３２
の一部である。なお、前述の焦点座標ｆおよび−ｆと原
点Ｏとの長さＯＦは、次式により決められる。

【００１４】

【数３】

【００１５】さらに、最終的に静翼２０の後縁線となる
曲線３１は、焦点長さＯＦと静翼の翼長Ｈｎとの偏差を
修正するために楕円曲線３２の線分２４（ＡＰＢ）の翼
長方向の座標を静翼の翼長Ｈｎと焦点長さＯＦとの比率
分だけ拡大修正し、静翼先端部の後縁点Ｃが外周ダイヤ
フラムの内壁面１４上に、かつ、静翼根元部の後縁点Ｄ
が内周ダイヤフラムの外壁面１５上にする。なお、静翼
先端部の後縁点Ｃと静翼根元部の後縁点Ｄと楕円曲線３
２上の点Ａおよび点Ｂとは軸線２５に平行な同一軸線上
にある。図９から図１２は、静翼の翼長と翼弦長の比を
表わされるアスペクト比が異なる場合の静翼２０の後縁
を表わす曲線を図示した例である。図９と図１０及び図
１１は、静翼の翼弦長が一定でアスペクト比が１以上の
静翼の後縁曲線を示した例であり、この場合には楕円曲
線が縦長の曲線となり、アスペクト比の増加とともに静
翼先端部及び根元部の翼弦長と翼中央部の翼弦長の差δ
を小さくすることができ、しかも、アスペクト比の大き
さに応じて翼先端と根元部の翼弦長が変化することにな
る。また、図１２はアスペクト比が１以下の横長の楕円
曲線で表わされる静翼２０の後縁曲線を図示した例であ
る。この場合の静翼後縁部３６の基本形状となる楕円曲
線は３７であり、アスペクト比が１以上の前述の例に比
べて、さらに静翼先端と根元の翼弦長は翼中央部よりも
小さくなる。また、図１３は、静翼のアスペクト比の大
きさに応じて本発明を適用した具体的な静翼構造を示
す。これらの図から明らかなように、それぞれ静翼のア
スペクト比に応じて静翼３７，３８及び３９の後縁線４
０，４１及び４２を表わす曲線は、縦横比の小さな曲線
へと変化する。

【００１６】図８から図１３に示した実施例は、静翼２
０の後縁線を基本の楕円曲線を拡大修正する手段によっ
て規定するために、最終的には二段階になる。この方式
を避けるためには、図１４あるいは図１５の手段を採用
すれば可能となる。すなわち、図１４はアスペクト比が
１以上の縦長の楕円曲線の一部の線分を静翼の後縁線に
適用し、図１５はアスペクト比が１以下の横長の楕円曲
線の一部を静翼の後縁線に適用した実施例である。これ
らの実施例は、静翼の翼長の１／２を通る軸線２６と静
翼の翼弦長の１／２を通る軸線２５との交点を原点と
し、かつ、原点から焦点座標の長さＯＦが静翼の翼長に
なるように設定した下記の式で表わされる楕円曲線４１
の一部の線分を静翼の後縁線４０（ＥＰＦ）に適用する
ものである。

【００１７】

【数４】

【００１８】以上のように、静翼の翼弦長の翼長の中央
部で最大とし、かつ翼長の中央部から翼先端及び翼根元
部の側壁に向かって漸次縮小するようにスタッキングし
た静翼において、静翼の先端部から根元部への翼後縁線
の変化を静翼の翼弦長と静翼の高さをパラメータとする
楕円曲線で規定することによって、静翼のアスペクト比
の大きさに対応させて、静翼の翼長方向の翼弦長の変化
を決めることができる。もちろん、静翼の後縁線の形状
は、任意の高次関数で近似できるが今回対象としたター
ビン翼列の場合には、静翼のアスペクト比を表わす静翼
の翼長と翼弦長の二つのパラメータだけを含む楕円曲線
が最も好適と考えたからである。

【００１９】一般に、タービン翼列に発生する二次流れ
損失は図１６に示したように静翼アスペクト比の増加と
ともに単調に減少するが、この場合は従来の静翼のよう
に静翼アスペクト比が変化しても翼弦長が翼長方向に一
定の場合である（図１７の実線を参照）。しかし、本発
明のように静翼の後縁線として上記の楕円曲線の一部を
適用すれば、翼先端部及び根元部の翼弦長と翼中央部の
翼弦長との比Ｃｔ／Ｃｎが静翼アスペクト比の増加とと
もに単調に増加させることが可能となり、静翼の二次流
れ損失を図１６に示すように低減することができる。

【００２０】このように、アスペクト比が小さいほど静
翼の先端と根元部の翼弦長を翼中央部の翼弦長よりも小
さくできることは、静翼翼面及び側壁と作動流体との接
触長さが減少することから側壁近くに発達する二次流れ
の抑制に効果的である。

【００２１】また、このような静翼構造を提供すること
は、上述した二次流れの抑制効果に加えて、静翼のアス
ペクト比が小さいほど静翼先端部及び根元部の後縁端と
後続する動翼前縁との翼間距離を増加させることにな
る。このことは、静翼の後縁の存在によって発生する静
翼後流の速度欠損の大きな流れが、動翼に流入する割合
を減少させる作用として働き、動翼の付加的な損失を減
じる効果となる。

【００２２】また、本発明のように静翼の翼弦長を翼長
の中央部で最大とし、かつ翼長の中央部から翼先端及び
翼根元部の側壁に向かって漸次縮小するようにスタッキ
ングした静翼構造では、必然的に、静翼中央部の静翼出
口角(α）pcdが、静翼先端部の静翼出口角(α)tipと静
翼根元部の静翼出口角(α）rootよりも小さく設定され
る。しかし、先に提案した特公昭61−47285 号公報は、
前述の静翼の翼長方向に関する静翼出口角の変化に対す
る規定がなされておらず、しかも、静翼のアスペクト比
に対応して選択できるような提案がなされていない。本
発明では、この静翼出口角の翼長方向の変化を静翼のア
スペクト比の大きさに応じて変化させることを提案す
る。すなわち、静翼中央部，先端側壁部及び根元側壁部
の静翼出口角（sin¹(ｓ／ｔ)，ｓ：スロート長，ｔ：静
翼ピッチ）を下記の式で定式化する。

【００２３】

【数５】

【００２４】但し、（αpcd)fv ：フリーボルテックス
設計の静翼中央部の出口角 （αtip)fv ：フリーボルテックス設計の静翼先端部の
出口角 （αroot)fv：フリーボルテックス設計の静翼根元部の
出口角 上述の静翼出口角の定義は、図１４を参照していただき
たい。また、フリーボルテックス設計について若干の補
足説明を加える。通常、今回対象としたように比較的ア
スペクト比が小さい静翼の設計では、翼長方向の圧力
が、次式で表わされる遠心力との釣合いの条件とベルヌ
ーイの式との関係から求められ、これに基づいて翼長方
向の軸流速度や円周方向分速度がきめられる。

【００２５】

【数６】

【００２６】ここで ｐ：静翼出口静圧 ｒ：静翼の翼
長方向半径位置 Ｃｕ：円周方向分速度 γ：流体の比
重量 ｇ：重力の加速度 ｃ：絶対流出速度 上述の関係の中で、静翼の翼長方向に循環一定（フリー
ボルテックス）の段落では、静翼出口の翼長方向の軸流
速度Ｃａが一定という条件が基本であり、この場合、円
周方向の分速度Ｃｕと半径ｒとの積が翼長方向に一定と
いう条件が導かれ、静翼出口角αと半径ｒとの関係は次
式のようになる。

【００２７】

【数７】

【００２８】このように、フリーボルテックス設計で
は、静翼の根元径と出口角が定まれば任意の半径位置の
静翼出口角も決められることになる。そこで、本発明の
静翼出口角の規定の方法は、前述の式からわかるように
従来の静翼設計法として一般に適用されているフリーボ
ルテックス設計法による静翼出口角を基準として、さら
に、静翼のアスペクト比の影響を考慮してこの大きさに
応じて静翼出口角を修正する方法が提案するものであ
る。

【００２９】したがって、本発明の提案によれば基準の
静翼出口角が、従来のフリーボルテックス設計から大幅
にづれること無く設定でき、しかも、静翼のアスペクト
比の大きさに対応して決めることができる。すなわち、
静翼中央部の出口角(α)pcdは、翼中央部の翼弦長を基
準としたアスペクト比が小さいほどフリーボルテックス
設計の出口角よりも小さくなり、さらに、静翼先端部及
び根元部の出口角(α)tip と(α)rootは、アスペクト比
が小さいほどフリーボルテックス設計の出口角よりも大
きくなる。また、図１４の静翼出口角の翼長方向分布か
らわかるように、上記の静翼の翼中央部と翼先端部及び
根元部の３点の静翼出口角を任意の二次曲線にしたがっ
て変化させ、さらに翼先端側と翼根元側で従来のフリー
ボルテックス設計の静翼出口角と交差する点は、静翼の
アスペクト比に依存する二次流れ領域にマッチさせるこ
とが望ましい。

【００３０】本実施例によれば、先に提案した特公昭61
−47285 号公報の内容では実現できなかった、静翼の翼
弦長をその翼長の中央部で最大とし、かつ翼長の中央部
から翼先端及び翼根元の側壁に近づくにつれて漸次縮小
するようにスタッキングした静翼構造において、静翼の
翼長方向の翼弦長の変化と静翼出口角の変化を具体的に
規定することが可能となり、低アスペクト比段落におい
て顕著に発生する二次流れを効果的に抑制できる静翼構
造を提案することができる。

【００３１】図１５は、発明者らが空気タービン実験に
よって検証した本発明による段落効率改善の効果を示す
ものである。これは、静翼のアスペクト比に対応して上
記の実施例に示した手段によって、翼長方向の翼弦長及
び静翼出口角の分布を与えた静翼を供試した本発明のス
タッキング静翼と従来の静翼との段落効率差と静翼アス
ペクト比との関係を表わしたものである。その結果は、
いずれの静翼アスペクト比のスタッキング翼も従来翼よ
りも段落効率が向上し、特に、静翼アスペクト比が増加
するとその効果が大きいことがわかる。

【００３２】

【発明の効果】本発明によれば、先に提案した特公昭61
−47285 号公報の従来技術にみられる欠点を解消するた
めに、低アスペクト比段落の二次流れ損失減少策として
実質的効果の上がる具体的手段を提案することによっ
て、蒸気タービンやガスタービンなどの軸流タービンの
段落性能の向上を図ることが可能となり、発電プラント
の高効率化並びに省エネルギ化に貢献できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明を適用した典型的なタービン静翼構造の
説明図。

【図２】従来の典型的なタービン段落構造の説明図。

【図３】タービン翼列の二次流れ説明図。

【図４】従来の段落構造と静翼の翼列構造と静翼出口角
の翼長方向分布図。

【図５】従来の段落構造と静翼の翼列構造と静翼出口角
の翼長方向分布図。

【図６】従来の段落構造と静翼の翼列構造と静翼出口角
の翼長方向分布図。

【図７】従来の段落構造と静翼の翼列構造と静翼出口角
の翼長方向分布図。

【図８】図２のVIII−VIII矢視図。

【図９】静翼アスペクト比が変化した場合の静翼後縁曲
線図。

【図１０】静翼アスペクト比が変化した場合の静翼後縁
曲線図。

【図１１】静翼アスペクト比が変化した場合の静翼後縁
曲線図。

【図１２】静翼アスペクト比が変化した場合の静翼後縁
曲線図。

【図１３】本発明の具体的な静翼構造の説明図。

【図１４】本発明の変形実施例を示す静翼後縁曲線の説
明図。

【図１５】本発明の変形実施例を示す静翼後縁曲線の説
明図。

【図１６】静翼アスペクト比による二次流れ損失の変化
の説明図。

【図１７】静翼アスペクト比による翼弦長の変化の説明
図。

【図１８】本発明を適用した静翼出口角の翼長方向分布
図。

【図１９】本発明による段落効率改善の効果を示す説明
図。

【符号の説明】

１７…静翼の後縁部、１８…静翼の前縁線、２０…静翼
構造、２１…静翼先端部の翼形状、２２…静翼根元部の
翼形状、２３…静翼中央部の翼形状。

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】蒸気タービンやガスタービン等の軸流流体
   機械の段落を構成する複数の静翼と動翼のうち、前記静
   翼の弦長をその翼長の中央部で最大とし、かつ、翼長の
   中央部から翼先端及び翼根元の側壁に近づくにつれて漸
   次縮小するようにスタッキングした静翼において、前記
   静翼の翼長方向に関する翼弦長の変化が、前記静翼の翼
   長の１／２を通る軸線と前記静翼の翼弦長の１／２を通
   る軸線の交点を原点とし、かつ静翼の翼長の１／２を長
   径に、静翼の翼弦長の１／２を短径とする次式で表わさ
   れる楕円曲線の焦点座標を通る線分を基本形状とし、か
   つ、翼長方向の静翼後縁座標は、前記楕円曲線を翼長／
   原点から焦点までの長さの比率分だけ拡大修正した曲線
   に従って変化することを特徴とするタービンの静翼構
   造。
2. 【請求項２】蒸気タービンやガスタービン等の軸流流体
   機械の段落を構成する複数の静翼と動翼のうち、前記静
   翼の弦長をその翼長の中央部で最大とし、かつ翼長の中
   央部から翼先端及び翼根元の側壁に近づくにつれて漸次
   縮小するようにスタッキングした静翼において、前記静
   翼の翼長方向に関する翼弦長の変化が、前記静翼の翼長
   の１／２を通る軸線と前記静翼の翼弦長の１／２を通る
   軸線の交点を原点とし、かつ焦点座標が静翼の翼長の１
   ／２になる楕円曲線に従って変化することを特徴とする
   タービンの静翼構造。
3. 【請求項３】請求項１において、静翼中央部，先端側壁
   部及び根元側壁部の静翼出口角((sin¹(ｓ／ｔ） ｓ：ス
   ロート長，ｔ：静翼ピッチ）が下記の式で定義され、か
   つ静翼出口角の翼長方向の変化が上記の三点を結んだ任
   意の三次曲線にしたがって変化するタービンの静翼構
   造。 【数１】 但し、（αpcd)fv ：フリーボルテックス設計の静翼中
   央部の出口角 （αtip)fv ：フリーボルテックス設計の静翼先端部の
   出口角 （αroot)fv：フリーボルテックス設計の静翼根元部の
   出口角