JPH0610401B2 - タ−ビン翼列 - Google Patents
タ−ビン翼列Info
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- JPH0610401B2 JPH0610401B2 JP60075168A JP7516885A JPH0610401B2 JP H0610401 B2 JPH0610401 B2 JP H0610401B2 JP 60075168 A JP60075168 A JP 60075168A JP 7516885 A JP7516885 A JP 7516885A JP H0610401 B2 JPH0610401 B2 JP H0610401B2
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- blade
- turbine
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Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は、ジエツトエンジンやガスタービンエンジン
に用いられる鈍頭型のタービン翼列に関するものであ
る。
に用いられる鈍頭型のタービン翼列に関するものであ
る。
［従来技術］ 従来、軸流型のタービン翼は、後縁寄りに大きな負荷を
かけるAFT-LOADED型が主流であつた。これは、タービン
翼の空力的損失を減少させるには、翼面上の流れの剥離
点をできるだけ後方へずらせるのが好ましいと考えられ
ていたためである。つまり、上記剥離点を後方へずらせ
るために、第３図に示すように、タービン翼の背側Ｕの
最高速度点１１を後方に位置させ、腹側Ｌは、前縁から
後縁へ向つて滑らかに増速するように翼型を決めていた
のであり、その結果、背側Ｕの速度曲線と腹側Ｌの速度
曲線とで囲まれた領域Ｄ２の面積で表わされるタービン
翼の負荷は、後縁側で大きくなつていたのである。
かけるAFT-LOADED型が主流であつた。これは、タービン
翼の空力的損失を減少させるには、翼面上の流れの剥離
点をできるだけ後方へずらせるのが好ましいと考えられ
ていたためである。つまり、上記剥離点を後方へずらせ
るために、第３図に示すように、タービン翼の背側Ｕの
最高速度点１１を後方に位置させ、腹側Ｌは、前縁から
後縁へ向つて滑らかに増速するように翼型を決めていた
のであり、その結果、背側Ｕの速度曲線と腹側Ｌの速度
曲線とで囲まれた領域Ｄ２の面積で表わされるタービン
翼の負荷は、後縁側で大きくなつていたのである。
なお、第３図の横軸は、前縁の岐点を始点とし、翼面に
沿つて図つた翼面距離ＳＸを、後縁までの翼面全長ＳＯ
で除した値を表わし、縦軸は、速度をマツハ数で表わし
ている。また、第３図の実線は初段のタービン翼Ｆ２の
速度曲線を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が
０．７、転向角ΔＢが６５゜である。破線は２段目以降
（以下、「中間段」という）のタービン翼Ｍ２の速度曲
線を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が０．７、
転向角ΔＢが１０１゜である。
沿つて図つた翼面距離ＳＸを、後縁までの翼面全長ＳＯ
で除した値を表わし、縦軸は、速度をマツハ数で表わし
ている。また、第３図の実線は初段のタービン翼Ｆ２の
速度曲線を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が
０．７、転向角ΔＢが６５゜である。破線は２段目以降
（以下、「中間段」という）のタービン翼Ｍ２の速度曲
線を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が０．７、
転向角ΔＢが１０１゜である。
［発明が解決しようとする課題］ ところが、このように後縁側に大きな負荷をもつてくる
と、上記領域Ｄ２を充分に広げることができなくなり、
タービン翼１枚当りに負担できる負荷が小さくなり、結
果として、タービン翼の枚数が増大する欠点がある。
と、上記領域Ｄ２を充分に広げることができなくなり、
タービン翼１枚当りに負担できる負荷が小さくなり、結
果として、タービン翼の枚数が増大する欠点がある。
この欠点を解消するには、いわゆる鈍頭型のタービン翼
を採用して、背側の最高速度点を前縁側へもつてくるこ
とが考えられる。しかしながら、従来の鈍頭型の翼型
は、腹側の剥離を極力避けるために、腹側を前縁から後
縁にかけて滑らかに増速する増速型に設定されていたの
で、腹側の速度曲線が充分低速側（第３図の下側）へ移
行しない結果、負荷が充分大きくならないという課題が
あつた。
を採用して、背側の最高速度点を前縁側へもつてくるこ
とが考えられる。しかしながら、従来の鈍頭型の翼型
は、腹側の剥離を極力避けるために、腹側を前縁から後
縁にかけて滑らかに増速する増速型に設定されていたの
で、腹側の速度曲線が充分低速側（第３図の下側）へ移
行しない結果、負荷が充分大きくならないという課題が
あつた。
また、従来技術として、ＡＧＡＲＤ Ｃｏｎｆ．Ｐｒｏ
ｃ．NO.229 P.32.1-32.12 1978の第４図には、背側の最
高速度点がＳＸ／ＳＯ≒０．１であるタービン翼の速度
分布が、また、Journal of Engineering for Power Tra
nsaction of the ASME JANUARY 1981 VOL.103/239の第
４図には、背側の最高速度点がＳＸ／ＳＯ≒０．２であ
るタービン翼の速度分布が、さらに、航空原動機に関す
る講演会講演集VOL．２３rd Ｐ．72−75 1983の第９
図には、腹側の最低速度点がＳＸ／ＳＯ≒０．３である
速度分布がそれぞれ開示されている。
ｃ．NO.229 P.32.1-32.12 1978の第４図には、背側の最
高速度点がＳＸ／ＳＯ≒０．１であるタービン翼の速度
分布が、また、Journal of Engineering for Power Tra
nsaction of the ASME JANUARY 1981 VOL.103/239の第
４図には、背側の最高速度点がＳＸ／ＳＯ≒０．２であ
るタービン翼の速度分布が、さらに、航空原動機に関す
る講演会講演集VOL．２３rd Ｐ．72−75 1983の第９
図には、腹側の最低速度点がＳＸ／ＳＯ≒０．３である
速度分布がそれぞれ開示されている。
しかし、前２者は背側速度分布のみに着眼し、後者は腹
側速度分布のみに着眼しており、これら両者を同時に満
足する翼形状の実現がなされていないのが現状である。
側速度分布のみに着眼しており、これら両者を同時に満
足する翼形状の実現がなされていないのが現状である。
一般に、タービン翼列は、上側翼の腹面と下側翼の背面
とにより１つの流路が形成されるものであり、これら両
面は互いに密接に関連し、たとえば、腹側の形状を変え
れば、背側の速度分布も変るものである。
とにより１つの流路が形成されるものであり、これら両
面は互いに密接に関連し、たとえば、腹側の形状を変え
れば、背側の速度分布も変るものである。
したがつて、前２者には、背側の最高速度点を前縁より
にする速度分布が開示されているけれども、腹側はやは
り増速型であるため、負荷の充分な増大という課題が解
決されていない。
にする速度分布が開示されているけれども、腹側はやは
り増速型であるため、負荷の充分な増大という課題が解
決されていない。
また、後者には、腹側に最低速度点があり、滑らかな増
速型ではない速度分布が開示されているけれども、背側
の最高速度点が後縁よりにあり、負荷を充分に増大でき
ないという同じ課題を有している。
速型ではない速度分布が開示されているけれども、背側
の最高速度点が後縁よりにあり、負荷を充分に増大でき
ないという同じ課題を有している。
この発明は、上記課題を解消するためにされたもので、
負荷の大きな鈍頭型であつて、しかも、空力的損失の少
ないタービン翼列を提供することを目的とする。
負荷の大きな鈍頭型であつて、しかも、空力的損失の少
ないタービン翼列を提供することを目的とする。
この発明は、軸方向に流れる高温ガスから駆動力を受け
る軸流型の多段タービン翼列において、初段タービンお
よび中段タービンの各タービン翼は鈍頭型のタービン翼
から構成され、かつ、これらの各タービン翼の外形は、
前縁の岐点から背側および腹側の各翼面に沿う後縁まで
の翼面全長ＳＯに対する、上記前縁の岐点から背側およ
び腹側の各翼面に沿う翼面距離ＳＸの各比ＳＸ／ＳＯが
０．２〜０．３の範囲内の所定値の位置に、速度分布曲
線における背側の最高速度点と腹側の最低速度点をもつ
形状であることを特徴とするものである。
る軸流型の多段タービン翼列において、初段タービンお
よび中段タービンの各タービン翼は鈍頭型のタービン翼
から構成され、かつ、これらの各タービン翼の外形は、
前縁の岐点から背側および腹側の各翼面に沿う後縁まで
の翼面全長ＳＯに対する、上記前縁の岐点から背側およ
び腹側の各翼面に沿う翼面距離ＳＸの各比ＳＸ／ＳＯが
０．２〜０．３の範囲内の所定値の位置に、速度分布曲
線における背側の最高速度点と腹側の最低速度点をもつ
形状であることを特徴とするものである。
本願発明は、背側の最高速度点をなるべく前縁よりに設
け、それと対称位置の腹側に最低速度点を設けるという
新規な設計思想にもとづく試行錯誤により、下記の優れ
た効果を奏する翼形状の実現に成功したものである。
け、それと対称位置の腹側に最低速度点を設けるという
新規な設計思想にもとづく試行錯誤により、下記の優れ
た効果を奏する翼形状の実現に成功したものである。
つまり、背側については、最高速度点を翼後縁から遠ざ
けるほど、背面剥離が抑制され、空力的損失を少なくす
ることができる。
けるほど、背面剥離が抑制され、空力的損失を少なくす
ることができる。
しかしながら、ＳＸ／ＳＯ＜０．２の場合には、腹側速
度分布と入射角特性との関連から、製造可能である実際
的な翼形状が得られないため、下限を０．２とした。
度分布と入射角特性との関連から、製造可能である実際
的な翼形状が得られないため、下限を０．２とした。
また、初段タービンと中段タービンの各転向角が異なる
ため、当然のこととして、その最高速度点の最適設定位
置は異なるけれども、いずれも０．２〜０．３の範囲内
の所定値の位置にあるため、上限を０．３とした。
ため、当然のこととして、その最高速度点の最適設定位
置は異なるけれども、いずれも０．２〜０．３の範囲内
の所定値の位置にあるため、上限を０．３とした。
他方、腹側については、一様な増速でなく、ＳＸ／ＳＯ
が０．３以内の所定値の位置に最低速度点を設けて、こ
の位置まで減速し、それ以降に増速であれば腹側の空力
的損失が抑制でき、しかも、背側との関連から最も大き
な負荷が得られるため、上限を０．３とした。
が０．３以内の所定値の位置に最低速度点を設けて、こ
の位置まで減速し、それ以降に増速であれば腹側の空力
的損失が抑制でき、しかも、背側との関連から最も大き
な負荷が得られるため、上限を０．３とした。
また、下限については、背側と同じ理由により、０．２
とした。
とした。
したがつて、上記構成により、この発明は、 (a)タービン翼列の翼１枚当たりの負荷を増大し翼数を
減らすことによつて、タービンの構造を簡略化し、ター
ビン翼列全体としての空力的損失を減少させることがで
きる。
減らすことによつて、タービンの構造を簡略化し、ター
ビン翼列全体としての空力的損失を減少させることがで
きる。
(b)タービン翼後縁での境界層の厚さを背側および腹側
で薄くすることにより、空力的損失を減少させることが
できる。
で薄くすることにより、空力的損失を減少させることが
できる。
(c)鈍頭型のタービン翼にしたから、入射角が設計点か
らずれたときの空力的損失を縮小し、入射角特性を向上
させることができる。
らずれたときの空力的損失を縮小し、入射角特性を向上
させることができる。
(d)衝撃波による境界層の剥離をなくし、マツハ数特性
を向上させたから、背側の最高速度をマツハ１以上にす
ることが可能となり、タービンを高速回転させて比出力
の向上を達成することができる。
を向上させたから、背側の最高速度をマツハ１以上にす
ることが可能となり、タービンを高速回転させて比出力
の向上を達成することができる。
［実施例］ 以下、この発明の実施例を図面にしたがって説明する。
第１図の実線は、この発明によるタービン翼Ｆ１，Ｍ１
の翼列を示している。Ｆ１は初段、Ｍ１は中間段であ
る。このタービン翼列は、軸方向に流れる高温ガスＧか
ら駆動力を受ける軸流型の多段タービン翼列である。
の翼列を示している。Ｆ１は初段、Ｍ１は中間段であ
る。このタービン翼列は、軸方向に流れる高温ガスＧか
ら駆動力を受ける軸流型の多段タービン翼列である。
第１図の一点鎖線は従来の一般的なタービン翼Ｆ２，Ｍ
２を示しており、Ｆ２は初段、Ｍ２は中間段である。こ
れら従来のタービン翼Ｆ２，Ｍ２との比較から、この発
明のタービン翼Ｆ１，Ｍ１が、前縁部に丸みのある鈍頭
型の翼型であることがわかる。
２を示しており、Ｆ２は初段、Ｍ２は中間段である。こ
れら従来のタービン翼Ｆ２，Ｍ２との比較から、この発
明のタービン翼Ｆ１，Ｍ１が、前縁部に丸みのある鈍頭
型の翼型であることがわかる。
第１図中、Ｃは翼弦長、Ｃａｘはタービン軸の方向に沿
つた翼長（供試の翼では３５mm）、Buは反時計回りを正
とする流入角、Bdは時計回りを正とする流出角、ＳＸは
前縁の岐点から翼面に沿つて計つた翼面距離、ＳＯは岐
点から翼面に沿つて後縁までの翼面全長、ｔはピツチ、
Ｍdtは理論流出速度（マツハ数）、Ｘは前縁からタービ
ン軸方向に計つた距離、Ｙは前縁からタービン回転方向
に計つた距離をそれぞれ示す。また、数値表におけるＺ
は供試翼列の翼枚数、ΔＢは転向角（ΔＢ＝Bu−Bd、te
は後縁を形成する円弧の直径をそれぞれ示す。
つた翼長（供試の翼では３５mm）、Buは反時計回りを正
とする流入角、Bdは時計回りを正とする流出角、ＳＸは
前縁の岐点から翼面に沿つて計つた翼面距離、ＳＯは岐
点から翼面に沿つて後縁までの翼面全長、ｔはピツチ、
Ｍdtは理論流出速度（マツハ数）、Ｘは前縁からタービ
ン軸方向に計つた距離、Ｙは前縁からタービン回転方向
に計つた距離をそれぞれ示す。また、数値表におけるＺ
は供試翼列の翼枚数、ΔＢは転向角（ΔＢ＝Bu−Bd、te
は後縁を形成する円弧の直径をそれぞれ示す。
第１図に示したこの発明のタービン翼Ｆ１，Ｍ１の翼面
座標を、以下の第１表、第２表にそれぞれ示す。
座標を、以下の第１表、第２表にそれぞれ示す。
また、上記タービン翼Ｆ１，Ｍ１について、その背側Ｕ
と腹側Ｌの翼面上の速度分布を第２図に示す。このとき
の理論流出速度Ｍdt、流入角Bu、流出角Bd、転向角ΔＢ
＝Bu−Bdは、第１図の数値表に示したとおりである。
と腹側Ｌの翼面上の速度分布を第２図に示す。このとき
の理論流出速度Ｍdt、流入角Bu、流出角Bd、転向角ΔＢ
＝Bu−Bdは、第１図の数値表に示したとおりである。
この第２図の速度分布を備えるように、第１図、第１表
および第２表に示した翼型を計算と実験によつて求め
る。その計算方法は、逆問題設計法として公知であるの
で、ここでは省略する。
および第２表に示した翼型を計算と実験によつて求め
る。その計算方法は、逆問題設計法として公知であるの
で、ここでは省略する。
第２図から明らかなように、初段のタービン翼Ｆ１は、
背側ＵがＳＸ／ＳＯ＝0.23付近の位置に最高速度点１１
を有し、腹側Ｌが同じくSX/SO＝0.23付近の位置に最低
速度点１２を有している。また、中間段のタービン翼Ｍ
１は、背側ＵがＳＸ／ＳＯ＝0.21付近の位置に最高速度
点１１を有し、腹側Ｌが同じくＳＸ／ＳＯ＝0.21付近の
位置に最低速度点１２を有している。上記最高速度点１
１のマツハ数は１．１以下に設定されている。これは、
１．１以上になると衝撃波により境界層が厚くなり、損
失が増大するからである。また、最低速度点１２のマツ
ハ数は０．１以上に設定されている。これは、０．１以
下では、腹側Ｌにおいて後述する境界層の再付着が発生
しなくなり、境界層の剥離による失速現象が起きるから
である。
背側ＵがＳＸ／ＳＯ＝0.23付近の位置に最高速度点１１
を有し、腹側Ｌが同じくSX/SO＝0.23付近の位置に最低
速度点１２を有している。また、中間段のタービン翼Ｍ
１は、背側ＵがＳＸ／ＳＯ＝0.21付近の位置に最高速度
点１１を有し、腹側Ｌが同じくＳＸ／ＳＯ＝0.21付近の
位置に最低速度点１２を有している。上記最高速度点１
１のマツハ数は１．１以下に設定されている。これは、
１．１以上になると衝撃波により境界層が厚くなり、損
失が増大するからである。また、最低速度点１２のマツ
ハ数は０．１以上に設定されている。これは、０．１以
下では、腹側Ｌにおいて後述する境界層の再付着が発生
しなくなり、境界層の剥離による失速現象が起きるから
である。
上記最高速度点１１および最低速度点１２は、転向角Δ
Ｂの大きさによつて変化する、つまり、転向角ΔＢの小
さい初段のタービン翼Ｆ１と、転向角ΔＢの大きい中間
段のタービン翼Ｍ１とで変化するが、設計点では、その
変化の範囲は、ＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３の中に収ま
つている。
Ｂの大きさによつて変化する、つまり、転向角ΔＢの小
さい初段のタービン翼Ｆ１と、転向角ΔＢの大きい中間
段のタービン翼Ｍ１とで変化するが、設計点では、その
変化の範囲は、ＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３の中に収ま
つている。
上記背側Ｕの速度曲線と、腹側Ｌの速度曲線とで囲まれ
た領域Ｄ１の面積が、タービン翼Ｆ１，Ｍ１の負荷に相
当する。この発明を示す第２図と、従来例を示す第３図
とを比較すると、第２図では、第３図の背側Ｕの速度を
前縁側で引き上げ、腹側Ｌの速度を前縁側で引き下げた
形となつている。つまり、前縁寄りに大きな負荷をかけ
る翼型（以下、この発明の翼型を「FORE-LOADED 」と呼
ぶ。）であり、前縁寄りに最大厚さを有する、いわゆる
鈍頭型に近い翼型になる。
た領域Ｄ１の面積が、タービン翼Ｆ１，Ｍ１の負荷に相
当する。この発明を示す第２図と、従来例を示す第３図
とを比較すると、第２図では、第３図の背側Ｕの速度を
前縁側で引き上げ、腹側Ｌの速度を前縁側で引き下げた
形となつている。つまり、前縁寄りに大きな負荷をかけ
る翼型（以下、この発明の翼型を「FORE-LOADED 」と呼
ぶ。）であり、前縁寄りに最大厚さを有する、いわゆる
鈍頭型に近い翼型になる。
その結果、この発明にかかる第２図の領域Ｄ１の面積
は、第３図に示した従来のタービン翼の領域Ｄ２の面積
よりもはるかに大きくなる。すなわち、この発明のFORE
-LOADED型タービン翼Ｆ１，Ｍ１の方がはるかに大きな
負荷をもつ。したがつて、タービン翼Ｆ１，Ｍ１の枚数
を従来より大幅に減らすことができる。実際に発明者ら
の計算および実験によれば、タービン翼の枚数を従来よ
りも３０％も減らすことができた。
は、第３図に示した従来のタービン翼の領域Ｄ２の面積
よりもはるかに大きくなる。すなわち、この発明のFORE
-LOADED型タービン翼Ｆ１，Ｍ１の方がはるかに大きな
負荷をもつ。したがつて、タービン翼Ｆ１，Ｍ１の枚数
を従来より大幅に減らすことができる。実際に発明者ら
の計算および実験によれば、タービン翼の枚数を従来よ
りも３０％も減らすことができた。
つぎに、この発明のFORE-LOADED型タービン翼Ｆ１，Ｍ
１の空力的損失が小さい理由を説明する。
１の空力的損失が小さい理由を説明する。
第４図にFORE-LOADED型タービン翼の境界層の運動量厚
さ（以下、単に「境界層厚さ」という。）を示す。第４
図では、代表として初段のタービン翼について、この発
明のFORE-LOADED型Ｆ１と、従来のAFT-LOADED型Ｆ２の
境界層厚さが示されている。
さ（以下、単に「境界層厚さ」という。）を示す。第４
図では、代表として初段のタービン翼について、この発
明のFORE-LOADED型Ｆ１と、従来のAFT-LOADED型Ｆ２の
境界層厚さが示されている。
空力的損失の大きさは、後縁（図の右端）での境界層の
厚さにほぼ比例する。背側Ｕの境界層は、前縁から後縁
へ向かつて徐々に発達しているが、後縁での厚さTU１
は、従来のAFT-LOADED型タービン翼の背側Ｕの境界層の
厚さTU２よりも薄い。これは、この発明において、第２
図に示した背側Ｕの速度曲線を、境界層の発達が可能な
限り抑制されるように決定そた結果、層流から乱流への
遷移点ＴＲＮが、この発明のFORE-LOADED型の方がより
後縁寄りに存在することとなつたためである。
厚さにほぼ比例する。背側Ｕの境界層は、前縁から後縁
へ向かつて徐々に発達しているが、後縁での厚さTU１
は、従来のAFT-LOADED型タービン翼の背側Ｕの境界層の
厚さTU２よりも薄い。これは、この発明において、第２
図に示した背側Ｕの速度曲線を、境界層の発達が可能な
限り抑制されるように決定そた結果、層流から乱流への
遷移点ＴＲＮが、この発明のFORE-LOADED型の方がより
後縁寄りに存在することとなつたためである。
また、腹側Ｌについては、従来のAFT-LOADED型では、腹
側Ｌが滑らかな増速型であることから、腹側Ｌの境界層
が後縁へ向かつて徐々に発達し、後縁では、厚さTL２と
なる。これに対し、この発明のFORE-LOADED型では、腹
側Ｌに最低速度点１２（第２図参照）があることから、
この最低速度点１２よりも前縁側が減速領域となる結
果、最低速度点１２の付近の剥離点ＳＰで境界層が剥離
を起こす。この剥離により、矢印Ｘで示すように、境界
層が急激に発達して厚くなるが、最低速度点１２の後縁
側の増速領域において急激に薄くなり、結局、後縁での
厚さTL１は、従来の厚さTL２よりも小さくなつている。
これは、一旦剥離した流れが、最低速度点１２の後縁側
の上記増速領域において、再び翼面に付着するからであ
る。この現象は、発明者らによつて初めて見い出された
ものであり、この現象により、たとえ剥離が発生して
も、腹側Ｌの後縁における境界層の発達が抑制される。
側Ｌが滑らかな増速型であることから、腹側Ｌの境界層
が後縁へ向かつて徐々に発達し、後縁では、厚さTL２と
なる。これに対し、この発明のFORE-LOADED型では、腹
側Ｌに最低速度点１２（第２図参照）があることから、
この最低速度点１２よりも前縁側が減速領域となる結
果、最低速度点１２の付近の剥離点ＳＰで境界層が剥離
を起こす。この剥離により、矢印Ｘで示すように、境界
層が急激に発達して厚くなるが、最低速度点１２の後縁
側の増速領域において急激に薄くなり、結局、後縁での
厚さTL１は、従来の厚さTL２よりも小さくなつている。
これは、一旦剥離した流れが、最低速度点１２の後縁側
の上記増速領域において、再び翼面に付着するからであ
る。この現象は、発明者らによつて初めて見い出された
ものであり、この現象により、たとえ剥離が発生して
も、腹側Ｌの後縁における境界層の発達が抑制される。
中間段のタービン翼Ｍ１についても同様な傾向がある。
このように、この発明のFORE-LOADED型タービン翼Ｆ
１，Ｍ１は、後縁における境界層の厚さが、背側Ｕと腹
側Ｌの両方において従来のAFT-LOADED型タービン翼Ｆ
２，Ｍ２よりも薄くなるので、空力的損失が減少する。
１，Ｍ１は、後縁における境界層の厚さが、背側Ｕと腹
側Ｌの両方において従来のAFT-LOADED型タービン翼Ｆ
２，Ｍ２よりも薄くなるので、空力的損失が減少する。
つぎに、この発明のタービン翼Ｆ１，Ｍ１において、背
側Ｕの最高速度点１１と腹側の最低速度点１２をＳＸ／
ＳＯ＝０．２〜０．３の位置に設定した理由について説
明する。
側Ｕの最高速度点１１と腹側の最低速度点１２をＳＸ／
ＳＯ＝０．２〜０．３の位置に設定した理由について説
明する。
まず、第２図の領域Ｄ２の面積を大きくして高負荷化を
達成するために、背側Ｕについては、第２図の最高速度
点１１を前縁寄りに位置させるのが好ましい。しかし、
ＳＸ／ＳＯ＜０．２の場合は、腹側速度分布と入射角特
性との関連から、製造可能である実際的な翼形状が得ら
れなかつたので、下限を０．２と設定した。また、初段
タービンと中段タービンでは転向角が違うため、最高速
度点１１の最適設定位置が異なるが、上限を０．３とす
る範囲内に収まることを確認したので、最高速度点１１
の範囲をＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３とした。
達成するために、背側Ｕについては、第２図の最高速度
点１１を前縁寄りに位置させるのが好ましい。しかし、
ＳＸ／ＳＯ＜０．２の場合は、腹側速度分布と入射角特
性との関連から、製造可能である実際的な翼形状が得ら
れなかつたので、下限を０．２と設定した。また、初段
タービンと中段タービンでは転向角が違うため、最高速
度点１１の最適設定位置が異なるが、上限を０．３とす
る範囲内に収まることを確認したので、最高速度点１１
の範囲をＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３とした。
つぎに、第２図の領域Ｄ２の面積を大きくするには、腹
側Ｌの最低速度点１２を、背側Ｕの最高速度点１１と対
称位置であるＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３の位置に設定
するのが好ましい。また、この位置にすると、鈍頭型と
はいえ、前縁の膨らみがさほど大きくならないので、前
述のように、腹側Ｌにおける剥離した境界層の再付着が
起こり、空力的損失を極力抑制できる。したがつて、腹
側Ｌの最低速度点１２も、ＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３
の位置に設定するのが最適である。
側Ｌの最低速度点１２を、背側Ｕの最高速度点１１と対
称位置であるＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３の位置に設定
するのが好ましい。また、この位置にすると、鈍頭型と
はいえ、前縁の膨らみがさほど大きくならないので、前
述のように、腹側Ｌにおける剥離した境界層の再付着が
起こり、空力的損失を極力抑制できる。したがつて、腹
側Ｌの最低速度点１２も、ＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３
の位置に設定するのが最適である。
さらに、タービン翼の性能を示す他の指標として、流入
角（入射角）Buが設計点からずれたときの空力的損失の
変化を示す入射角特性と、遷音速領域における空力的損
失の増大を示すマツハ数特性とがあり、一般に、両特性
とも優れたものにすることは困難とされていたが、この
発明のFORE-LOADED型タービン翼Ｆ１，Ｍ１は、上記両
特性とも優れるという大きな利点をもつている。
角（入射角）Buが設計点からずれたときの空力的損失の
変化を示す入射角特性と、遷音速領域における空力的損
失の増大を示すマツハ数特性とがあり、一般に、両特性
とも優れたものにすることは困難とされていたが、この
発明のFORE-LOADED型タービン翼Ｆ１，Ｍ１は、上記両
特性とも優れるという大きな利点をもつている。
これを第５図および第６図により説明する。
第５図は、流入角Buの変化に対する損失係数ξの変化を
示している。ここで、損失係数ξは、理論流出速度Ｍdt
に対して、実流出速度をＭｄとしたとき、 ξ＝１−（Ｍｄ／Ｍdt）２ で表わされる。第５図では、代表として中間段のタービ
ン翼について、この発明のFORE-LOADED型Ｍ１と、従来
のAFT-LOADED型Ｍ２の損失係数ξが示されているが、初
段のタービン翼についても同様な傾向がある。第５図か
ら明らかなように、この発明のタービン翼Ｍ１は、流入
角Buが設計点DPから外れても、損失係数ξが急激に増大
することがない。つまり、入射角特性に優れている。こ
れは、鈍頭型のタービン翼がもつ一般的な特長でもあ
る。
示している。ここで、損失係数ξは、理論流出速度Ｍdt
に対して、実流出速度をＭｄとしたとき、 ξ＝１−（Ｍｄ／Ｍdt）２ で表わされる。第５図では、代表として中間段のタービ
ン翼について、この発明のFORE-LOADED型Ｍ１と、従来
のAFT-LOADED型Ｍ２の損失係数ξが示されているが、初
段のタービン翼についても同様な傾向がある。第５図か
ら明らかなように、この発明のタービン翼Ｍ１は、流入
角Buが設計点DPから外れても、損失係数ξが急激に増大
することがない。つまり、入射角特性に優れている。こ
れは、鈍頭型のタービン翼がもつ一般的な特長でもあ
る。
第６図は、理論流出速度Ｍdtの変化に対する損失係数ξ
の変化を示している。第６図では、代表として初段のタ
ービン翼について、この発明のタービン翼Ｆ１と、従来
のタービン翼Ｆ２の損失係数ξが示されているが、中間
段についても同様な傾向がある。第６図から明らかなよ
うに、この発明のタービン翼Ｆ１は、理論流出速度Ｍdt
が設計点よりも高い領域における損失急増点が、従来の
タービン翼Ｆ２よりも高マツハ数側へずれている。つま
り、遷音速領域におけるマツハ数特性が優れている。こ
の理由を第７図を用いて説明する。
の変化を示している。第６図では、代表として初段のタ
ービン翼について、この発明のタービン翼Ｆ１と、従来
のタービン翼Ｆ２の損失係数ξが示されているが、中間
段についても同様な傾向がある。第６図から明らかなよ
うに、この発明のタービン翼Ｆ１は、理論流出速度Ｍdt
が設計点よりも高い領域における損失急増点が、従来の
タービン翼Ｆ２よりも高マツハ数側へずれている。つま
り、遷音速領域におけるマツハ数特性が優れている。こ
の理由を第７図を用いて説明する。
第７図はこの発明のFORE-LOADED型タービン翼列におけ
る等速度線を示す。従来のAFT-LOADED型タービン翼Ｍ２
においては、背側Ｕの最高速度点１１が後縁寄りに存在
するために、音速線は破線MBで示す位置に発生し、これ
が強い垂直衝撃波を発生させて、境界層の剥離を招き、
遷音速領域における上記マツハ数特性の劣化を引き起こ
していた。これに対し、この発明のFORE-LOADED型のタ
ービン翼Ｍ１では、背側Ｕの最高速度点１１が前縁寄り
に存在する結果、音速線は、実線MAで示すように、Ｓ字
形になり、弱い斜め衝撃波を発生させるだけなので、衝
撃波による境界層の剥離を招くことがなくなり、マツハ
数特性が向上するのである。
る等速度線を示す。従来のAFT-LOADED型タービン翼Ｍ２
においては、背側Ｕの最高速度点１１が後縁寄りに存在
するために、音速線は破線MBで示す位置に発生し、これ
が強い垂直衝撃波を発生させて、境界層の剥離を招き、
遷音速領域における上記マツハ数特性の劣化を引き起こ
していた。これに対し、この発明のFORE-LOADED型のタ
ービン翼Ｍ１では、背側Ｕの最高速度点１１が前縁寄り
に存在する結果、音速線は、実線MAで示すように、Ｓ字
形になり、弱い斜め衝撃波を発生させるだけなので、衝
撃波による境界層の剥離を招くことがなくなり、マツハ
数特性が向上するのである。
したがつて、従来は、空力的損失の増大を避けるため
に、背側Ｕの最高速度を、第３図からもわかるように、
マツハ１以下に設定する必要があつたが、この発明で
は、第２図から明らかなように、空力的損失を増大させ
ることなく、背側Ｕの最高速度をマツハ１以上に設定す
ることが可能である。その結果、タービンの回転速度を
上げて、比出力を向上させることができる。
に、背側Ｕの最高速度を、第３図からもわかるように、
マツハ１以下に設定する必要があつたが、この発明で
は、第２図から明らかなように、空力的損失を増大させ
ることなく、背側Ｕの最高速度をマツハ１以上に設定す
ることが可能である。その結果、タービンの回転速度を
上げて、比出力を向上させることができる。
なお、上記構成の軸流型多段タービン翼列は、小型の非
常用ガスタービン，事業用の大型ガスタービンおよびジ
エツトエンジン等に適用することができる。
常用ガスタービン，事業用の大型ガスタービンおよびジ
エツトエンジン等に適用することができる。
［発明の効果］ 以上説明したように、この発明によれば、タービン翼
が、ＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３の位置に背側の最高速
度点および腹側の最低速度点をもつているから、背側の
速度曲線と腹側の速度曲線とで囲まれる領域の面積、つ
まり、タービン翼の負荷が大きくなる。したがつて、タ
ービン翼の枚数を従来より大幅に減らし、構造の簡略化
と軽量化を実現できる。また、タービン翼の枚数が減る
ことにより、タービン翼列全体として空力的損失が減少
する。さらに、空力的損失の増大を招くことなく、背側
の最高速度をマツハ１以上に上げることができるので、
タービンを高速回転させて、比出力を向上させることが
可能である。また、入射角特性とマツハ数特性の両方に
優れている。
が、ＳＸ／ＳＯ＝０．２〜０．３の位置に背側の最高速
度点および腹側の最低速度点をもつているから、背側の
速度曲線と腹側の速度曲線とで囲まれる領域の面積、つ
まり、タービン翼の負荷が大きくなる。したがつて、タ
ービン翼の枚数を従来より大幅に減らし、構造の簡略化
と軽量化を実現できる。また、タービン翼の枚数が減る
ことにより、タービン翼列全体として空力的損失が減少
する。さらに、空力的損失の増大を招くことなく、背側
の最高速度をマツハ１以上に上げることができるので、
タービンを高速回転させて、比出力を向上させることが
可能である。また、入射角特性とマツハ数特性の両方に
優れている。
第１図はこの発明の一実施例に係るタービン翼の翼型を
示す図、第２図は同翼型の速度分布を示す特性図、第３
図は従来の翼型の速度分布を示す特性図、第４図は境界
層の厚さを示す特性図、第５図は入射角特性を示す特性
図、第６図はマツハ数特性を示す特性図、第７図はマツ
ハ数特性を説明するための等速度線を示す特性図であ
る。 １１……最高速度点、１２……最低速度点、Ｆ１……初
段タービンのタービン翼、Ｍ１……中段タービンのター
ビン翼、Ｇ……高温ガス。
示す図、第２図は同翼型の速度分布を示す特性図、第３
図は従来の翼型の速度分布を示す特性図、第４図は境界
層の厚さを示す特性図、第５図は入射角特性を示す特性
図、第６図はマツハ数特性を示す特性図、第７図はマツ
ハ数特性を説明するための等速度線を示す特性図であ
る。 １１……最高速度点、１２……最低速度点、Ｆ１……初
段タービンのタービン翼、Ｍ１……中段タービンのター
ビン翼、Ｇ……高温ガス。
Claims (1)
- 【請求項１】軸方向に流れる高温ガスから駆動力を受け
る軸流型の多段タービン翼列において、初段タービンお
よび中段タービンの各タービン翼は鈍頭型のタービン翼
から構成され、かつ、これらの各タービン翼の外形は、
前縁の岐点から背側および腹側の各翼面に沿う後縁まで
の翼面全長ＳＯに対する、上記前縁の岐点から背側およ
び腹側の各翼面に沿う翼面距離ＳＸの各比ＳＸ／ＳＯが
０．２〜０．３の範囲内の所定値の位置に、速度分布曲
線における背側の最高速度点と腹側の最低速度点をもつ
形状であるタービン翼列。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60075168A JPH0610401B2 (ja) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | タ−ビン翼列 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60075168A JPH0610401B2 (ja) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | タ−ビン翼列 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61232302A JPS61232302A (ja) | 1986-10-16 |
| JPH0610401B2 true JPH0610401B2 (ja) | 1994-02-09 |
Family
ID=13568398
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60075168A Expired - Lifetime JPH0610401B2 (ja) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | タ−ビン翼列 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0610401B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4484396B2 (ja) | 2001-05-18 | 2010-06-16 | 株式会社日立製作所 | タービン動翼 |
| DE102008031781B4 (de) * | 2008-07-04 | 2020-06-10 | Man Energy Solutions Se | Schaufelgitter für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine mit einem solchen Schaufelgitter |
-
1985
- 1985-04-08 JP JP60075168A patent/JPH0610401B2/ja not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| AGARD CONF PROC=1978 * |
| JOURNAL OF ENGINEERING FOR POWER=1981 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61232302A (ja) | 1986-10-16 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |