JPH0681603A - 軸流形ターボ機械の静翼構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】ターボ機械の性能向上を図るために、低損失の
ターボ機械の静翼を実現することを目的とする。 【構成】環状流路内に複数個配置された軸流形ターボ機
械の静翼を周方向傾き角θを半径方向に変化させ軸方向
から見て弓状になるようにすると共に、軸方向傾き角δ
も半径方向に変化させ子午面において弓状になるよう構
成する。 【効果】周方向に傾けることにより流れを側壁方向に押
しつけるような流路形状となり、さらに、軸方向にも傾
けることにより静翼の曲がり部から下流側にかけての翼
面は、やはり、流れを側壁方向に押しつけるような流路
形状となる。この結果、側壁に発達する境界層や翼間流
路に発生する二次流れ渦を抑制するような翼間流れを実
現することができる。

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
ビン及び軸流圧縮機などの軸流形ターボ機械の静翼に関
する。

【０００２】

【従来の技術】静翼の構造を変えて段落内部流れの改善
を図っている従来技術としては、例えば蒸気タービン低
圧段に用いられているような、静翼を動翼回転方向に単
純に傾けて静翼根元部の反動度を改善する試みがなされ
ている。これについては例えば論文前刷集Proc. of the
Advances in Steam Turbine Technology for Power Ge
neration PWR−Vol.10 ASME Power Division に掲載さ
れている論文名「An Investigation of Leaned Nozzle
Effects on Low Pressure Steam Turbine Efficienci
es」に記載されている。また、静翼内部流れに発生する
二次流れ渦による損失を低減するために、静翼を軸方向
から見てスパン方向中央部で対称となるような弓型形状
としたものがある。これについては、ASME Paper No.90
−GT−55なる報告書の論文名「The Influence of Blade
Lean on Turbine Losses」 などに記載されている。更
に、軸方向から見て非対称弓型形状とした静翼について
は、特願平2−67115号に示されている。これら従来技術
は、反動度の改善や二次流れ渦による損失の低減に有効
であるが、軸流形ターボ機械のより一層の性能を図るた
めには、より高性能の静翼構造が要求されている。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】一般に軸流形ターボ機
械の翼間流れでは、流体の粘性に起因した三次元流動現
象として二次流れ渦が発生する。すなわち、静翼や動翼
を支持する側壁上に発達する流速の遅い境界層流れとそ
の影響の無い流速の早い主流部が翼によって転向を受け
ると流体に作用する遠心力の違いにより半径方向の流れ
が発生し、結果として翼間流れに一対の渦を形成する。
この二次流れ渦は損失発生の原因となるため、極力その
発生を防止することが望ましい。この二次流れ渦は、例
えば側壁境界層の吸い込みなどによっても軽減できるこ
とは周知の事実であるが、実際のターボ機械に適用する
のは構造が複雑になり現実的でない。また、ターボ機械
内の流れは静翼内の流れと動翼内の流れが非定常的に干
渉し、損失を発生させる。この損失低減も重要な課題で
ある。本発明では、このような翼間流れに発生する二次
流れ渦の強さと非定常干渉流れの損失を軽減し、高性能
なターボ機械を実現するための静翼構造を提供すること
を目的とする。

【０００４】

【課題を解決するための手段】本発明の第一は軸流形タ
ーボ機械の静翼の周方向傾き角θを半径方向に変化させ
軸方向から見て翼圧力面方向に突き出るような弓状にな
るようにすると同時に、上記静翼の軸方向傾き角δも半
径方向に変化させ、子午面において翼前縁方向に突き出
るような弓状になるようにしたことを特徴とするもので
ある。ここで、周方向傾き角θは、各半径位置における
翼後縁接線と回転軸中心と翼後縁点を結ぶ線とのなす角
度であり、軸方向傾き角δは各半径位置における翼前縁
接線と回転軸に垂直な前縁を通る線とのなす角度であ
る。

【０００５】本発明の第二は上記静翼の周方向傾き角θ
と軸方向傾き角δの半径方向分布を翼スパン中央部に対
して対称とならないように設定し、静翼の弓型形状を軸
方向から見ても、子午面で見ても翼スパン中央部に対し
て対称とならないことを特徴とするものである。

【０００６】本発明の第三は翼長をＨ、翼根元位置を通
る半径方向放射線からの周方向弓形状の最大変位をＢ、
子午面における翼根元の軸方向位置から軸方向弓形状の
最大変位をＦとして、各々の最大変位量を０＜Ｂ／Ｈ＜
０.２，０＜Ｆ／Ｈ＜０.２の範囲で弓型形状になるよう
にしたことを特徴とするものである。

【０００７】

【作用】静翼の周方向傾き角θの半径方向分布を翼圧力
面方向に突き出るような弓型形状にすると、周知のよう
に側壁近傍の流れは、側壁方向に押しつけられるように
なり、側壁境界層の発達を抑制すると同時に翼間流れに
発生する二次流れ渦を減少させる効果がある。このこと
は、実験的にも確認されている。しかし、それと同時
に、側壁近傍の流れの流れ角を設計点から軸方向に偏向
させることも確認されており、周方向傾き角θを大きく
することは流出角の観点からは好ましいことではない。
この欠点を克服するために、周方向傾き角θの半径方向
分布を翼圧力面方向に突き出るような弓型形状にすると
同時に、軸方向傾き角δの半径方向分布を翼前縁方向に
突き出るような弓型形状になるように分布させれば、流
れをより側壁側に押しつけ、しかも周方向の傾きではな
いので、流出角を大きく変化させること無く、側壁境界
層の発達を抑制すると同時に翼間流れに発生する二次流
れ渦を減少させることができる。すなわち、側壁近傍の
翼形状に着目すると、軸方向傾き角δの半径方向分布を
翼前縁方向に突き出るような弓型形状になるように分布
させた場合、翼の曲がり部から下流の翼面は、側壁から
中央部にかけて上流側に傾くことになり、流れに対して
は、側壁方向へ押しつけるような流路形状を形成する。
この流路形状は流出角の偏向を伴わず、流れを側壁方向
へ押しつけるため、静翼流出部の流れを良好に保ったま
ま、側壁境界層の発達を抑制すると同時に翼間流れに発
生する二次流れ渦を減少させる作用を発生させる。

【０００８】一方、静翼内の流れと動翼内の流れが非定
常的に干渉することによる損失を低減する方法の一つと
して、静翼と動翼の軸方向距離を長くすれば良いことが
明らかになっている。しかし、単に軸方向距離を長くす
るとターボ機械全体の軸長が長くなり、製作上好ましく
ない。非定常的な干渉流れの影響は、主流部と翼面境界
層の速度差に起因するため、側壁境界層のないスパン方
向中央部で最も強くなり、側壁境界層の存在する側壁近
傍では、主流部と翼面境界層の速度差は小さくなって、
非定常干渉流れの影響は小さくなる。本発明の静翼構造
によれば、非定常干渉流れの影響の強いスパン方向中央
部近傍で静翼と動翼の軸方向距離を長くすることがで
き、しかも、非定常干渉流れの影響の小さい側壁近傍で
は、従来の静翼と動翼の軸方向距離を保つことができる
ので、ターボ機械全体の軸長を変化させること無く非定
常干渉流れによる損失を軽減することができる。

【０００９】

【実施例】以下、本発明の第１の実施例を図１，図２に
より説明する。図１は本発明の静翼を下流側の軸方向か
らみた時の静翼３の傾きを示す図であり、図２は本発明
の静翼を子午面で見た場合の図である。図１より明らか
なように、周方向傾き角θの半径方向分布を翼圧力面方
向に突き出るような弓型形状になるように分布させてい
る。それと同時に、図２より明らかなように、軸方向傾
き角δの半径方向分布を翼前縁５方向に突き出るような
弓型形状になるように分布させている。ここで、周方向
傾き角θは、図１に示すように各半径位置における翼後
縁接線と回転軸中心と翼後縁点を結ぶ線とのなす角度で
あり、軸方向傾き角δは図２に示すように各半径位置に
おける翼前縁接線と回転軸に垂直な前縁を通る線とのな
す角度である。したがって、本発明の静翼の流路形状
は、図１に示されるように、流れを側壁方向に押しつけ
るような流路形状となる。また、図２による流路形状の
変化を示すために、図３に静翼を側壁から離れるに連れ
て上流側へ移動した場合の翼面傾斜を示す。図２に示し
たように、軸方向傾き角δの半径方向分布を翼前縁方向
に突き出るような弓型形状とすることで、静翼の曲がり
部から下流側にかけての翼面は、やはり、流れを側壁方
向に押しつけるような流路形状となる。この結果、側壁
に発達する境界層や翼間流路に発生する二次流れ渦を抑
制するような翼間流れを実現することができる。しか
も、翼前縁方向に突き出るような弓型形状とすること
で、流出角に大きな影響を与えずにより強い側壁に発達
する境界層や翼間流路に発生する二次流れ渦の抑制作用
が生じる。この結果、静翼で発生する流れの損失分布
は、図４に示すように低減される。図４において、ａは
従来の静翼で弓状形状をしていない静翼、ｂは周方向に
のみ弓状形状とした従来の静翼、ｃは、本発明の静翼
で、周方向にも軸方向にも弓状形状とした場合の翼長方
向の損失分布である。図４から明らかなように、本発明
の静翼損失が最も小さいことが分かる。図５は、静翼流
出部の流れ角の翼長方向分布を示す図であり、ａは従来
の静翼で弓状形状をしていない静翼、ｂは周方向にのみ
弓状形状とした従来の静翼、ｃは本発明の静翼で、周方
向にも軸方向にも弓状形状とした場合の翼長方向の流出
角分布である。ｂの周方向にのみ弓状形状とした従来の
静翼では、ａの従来の静翼で弓状形状をしていない静翼
の流出角分布と異なっているが、ｃの本発明の静翼の流
出角分布とｂの周方向にのみ弓状形状とした従来の静翼
の流出角分布はほとんど同じであることがわかり、周方
向にも軸方向にも弓状形状とした本発明によれば、流出
角を周方向にのみ弓状形状とした従来の静翼の流出角を
ほとんど同じにしたままで、流れの損失を低減すること
ができる。

【００１０】次に、静翼内の流れと動翼内の流れの非定
常干渉流れに起因する損失について、本発明の効果につ
いて述べる。非定常干渉流れは、ポテンシャル干渉と後
流干渉に分類することができ、静翼後縁と動翼前縁との
軸方向距離をｒとした場合、ポテンシャル干渉は１／
ｒ、後流干渉は１／√ｒに比例するといわれている。軸
方向距離ｒが大きくなると、干渉の影響は減少し、特に
ポテンシャル干渉は急激に減少する傾向を示す。いずれ
にせよ、軸方向距離ｒを大きくすると各干渉の影響は減
少するため、本発明の静翼を用いることにより、非定常
干渉に起因する流動損失は低減される。

【００１１】実際のターボ機械の翼間流れでは、翼スパ
ン方向中央部で上半分と下半分の流れが対称流れになる
ことはほとんどない。このような流れに対処するための
本発明の実施例を以下に示す。

【００１２】本発明の第２の実施例を図６，図７に示
す。本実施例は、翼根元部の側壁境界層や二次流れが大
きい場合に対処できるようにしたものであり、図６は図
１と同様、本発明の静翼を下流側の軸方向からみた時の
静翼の傾きを示す図であり、図７は図２と同様、本発明
の静翼を子午面で見た場合の図である。図６，図７に示
すように、翼根元部の側壁境界層や二次流れが大きい場
合には、翼根元方向の周方向の傾き、および軸方向の傾
きを大きくすることで、静翼翼間流れの全体的な性能を
良好にすることができる。

【００１３】本発明の第３の実施例を図８，図９に示
す。本実施例は、翼先端部の側壁境界層や二次流れが大
きい場合に対処できるようにしたものであり、図８は図
１と同様、本発明の静翼を下流側の軸方向からみた時の
静翼の傾きを示す図であり、図９は図２と同様、本発明
の静翼を子午面で見た場合の図である。図８，図９に示
すように、翼先端部の側壁境界層や二次流れが大きい場
合には、翼先端方向の周方向の傾き、および軸方向の傾
きを大きくすることで、静翼翼間流れの全体的な性能を
良好にすることができる。

【００１４】以上、本発明の実施例を述べてきたが、実
際の軸流形ターボ機械の静翼に適用する場合には、弓型
形状の凸部の大きさに適切な限界がある。今、図１０及
び図１１に示すような本発明の静翼を考え、翼長をＨ、
翼根元位置を通る半径方向放射線からの周方向弓形状の
最大変位をＢ、子午面における翼根元の軸方向位置から
軸方向弓形状の最大変位をＦとする。図１２は、Ｂ／Ｈ
と損失に関する関係、図１３はＦ／Ｈと損失に関する関
係、図１４は本発明でＢとＦを同時に同じ大きさだけ変
えた場合の損失との関係である。いずれの場合にも０＜
Ｂ／Ｈ＜０.２，０＜Ｆ／Ｈ＜０.２ であれば、Ｂ＝Ｆ
＝０の場合よりも流動損失は低減できる。これらの結果
から、本発明の効果が発揮される範囲は、図１５に示す
ように各々の最大変位量を０＜Ｂ／Ｈ＜０.２，０＜Ｆ
／Ｈ＜０.２で規定できる。なお、これらの知見から、
本発明では必ずしもＢ＝Ｆである必要はないことがわか
る。なお、前記範囲を越えるようなＢあるいはＦの値を
用いると、三次元流路形状が所定の翼機能を果たすこと
ができなくなるため、逆にＢ＝Ｆ＝０の場合よりも流動
損失は増加することがわかる。

【００１５】以上に述べた弓型形状は曲線で構成される
のが一般的であるが、製作の簡便化を図る目的で、弓型
形状を複数個の直線群で近似しても、曲線で構成した場
合と同等の機能を発生させることは可能である。その例
を図１６，図１７に示す。図１６，図１７は、二つの直
線で近似した場合を示している。

【００１６】

【発明の効果】本発明によれば、周方向傾き角θの半径
方向分布を翼圧力面方向に突き出るような弓型形状にす
ると同時に、軸方向傾き角δの半径方向分布を翼前縁方
向に突き出るような弓型形状になるように分布させるこ
とで、周方向傾き角θの半径方向分布を翼圧力面方向に
突き出るような弓型形状にするだけの静翼形状に比べ、
流れをより側壁側に押しつけ、しかも流出角を大きく変
化させること無く、側壁境界層の発達を抑制すると同時
に翼間流れに発生する二次流れ渦を減少させることがで
ると同時に、静翼内の流れと動翼内の流れの非定常干渉
流れに起因する損失についても軽減することができ、低
損失のターボ機械の静翼流路形状を実現することができ
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１の実施例の静翼を下流側の軸方向
からみた時の静翼の傾きを示す図。

【図２】本発明の静翼を子午面で見た場合の図。

【図３】静翼を側壁から離れるに連れて上流側へ移動し
た場合の翼面傾斜を示す図。

【図４】静翼で発生する流れの損失分布の比較図。

【図５】静翼流出角分布の比較図。

【図６】本発明の第２の実施例の静翼を下流側の軸方向
からみた時の静翼の傾きを示す図。

【図７】本発明の静翼を子午面で見た場合の図。

【図８】本発明の第３の実施例の静翼を下流側の軸方向
からみた時の静翼の傾きを示す図。

【図９】本発明の静翼を子午面で見た場合の図。

【図１０】本発明の翼の正面線図。

【図１１】本発明の翼の側面線図。

【図１２】Ｂ／Ｈと損失に関する関係を示す図。

【図１３】Ｆ／Ｈと損失に関する関係を示す図。

【図１４】Ｂ／ＨとＦ／Ｈを同時に変化させた場合の損
失に関する図。

【図１５】本発明の最適範囲を示す図。

【図１６】本発明の他の実施例を示す正面図。

【図１７】本発明の他の実施例を示す側面図。

【符号の説明】

１…上部ダイヤフラム、２…下部ダイヤフラム、３…静
翼、４…動翼回転方向、５…静翼前縁、６…静翼後縁、
７…流れ方向、８…側壁での静翼、９…側壁から離れた
静翼。

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】環状流路内に複数個配置された軸流形ター
   ボ機械の静翼において、前記静翼の周方向傾き角θを半
   径方向に変化させ軸方向から見て翼圧力面方向に突き出
   るような弓状になるようにし、軸方向傾き角δも半径方
   向に変化させ前記静翼の子午面形状が静翼前縁方向に突
   き出るような弓状になるようにしたことを特徴とする軸
   流形ターボ機械の静翼。
2. 【請求項２】環状流路内に複数個配置された軸流形ター
   ボ機械の静翼において、前記静翼の弓型形状が軸方向か
   ら見ても、子午面で見ても前記翼スパン中央部に対して
   対称とならないことを特徴とする軸流形ターボ機械の静
   翼。
3. 【請求項３】請求項１，２において、翼長をＨ、翼根元
   位置を通る半径方向放射線からの周方向弓形状の最大変
   位をＢ、子午面における翼根元の軸方向位置から軸方向
   弓形状の最大変位をＦとして、各々の最大変位量を０＜
   Ｂ／Ｈ＜０.２ ，０＜Ｆ／Ｈ＜０.２ としたことを特徴
   とする軸流形ターボ機械の静翼。
4. 【請求項４】請求項１，２，３において、弓状の静翼形
   状を複数個の直線群で近似して形成したことを特徴とし
   た軸流形ターボ機械の静翼。