JPH0686802B2 - 軸流タービンの遷音速静翼列 - Google Patents
軸流タービンの遷音速静翼列Info
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- JPH0686802B2 JPH0686802B2 JP59228986A JP22898684A JPH0686802B2 JP H0686802 B2 JPH0686802 B2 JP H0686802B2 JP 59228986 A JP59228986 A JP 59228986A JP 22898684 A JP22898684 A JP 22898684A JP H0686802 B2 JPH0686802 B2 JP H0686802B2
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- stationary
- suction side
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［発明の利用分野］ 本発明は、軸流タービンの遷音速静翼列に係り、特にタ
ービンの円周方向に隣接する静翼間の翼列流路を流れる
気体の速度を亜音速から超音速に効率よく遷移させ、か
つ流出マッハ数の低下時のタービン効率の低下を抑制す
るために好適な軸流タービンの遷音速静翼列に関する。
ービンの円周方向に隣接する静翼間の翼列流路を流れる
気体の速度を亜音速から超音速に効率よく遷移させ、か
つ流出マッハ数の低下時のタービン効率の低下を抑制す
るために好適な軸流タービンの遷音速静翼列に関する。
［発明の背景］ この種軸流タービンの静翼列では、主として蒸気タービ
ン最終段静翼の半径方向内側根元部における蒸気の流れ
状態が音速を超えている。そして、タービンの円周方向
に隣接する静翼間に形成された翼列流路に、蒸気が音速
より低い亜音速で入り、超音速で出て行くことから遷音
速静翼列と呼ばれている。
ン最終段静翼の半径方向内側根元部における蒸気の流れ
状態が音速を超えている。そして、タービンの円周方向
に隣接する静翼間に形成された翼列流路に、蒸気が音速
より低い亜音速で入り、超音速で出て行くことから遷音
速静翼列と呼ばれている。
ところで、タービン効率を損うことなく亜音速から超音
速へ遷移させようとすると、翼形の後縁部が厚さが薄い
ため、理論上の最適流動状態を実現するのは不可能であ
る場合が多い。
速へ遷移させようとすると、翼形の後縁部が厚さが薄い
ため、理論上の最適流動状態を実現するのは不可能であ
る場合が多い。
そこで、先行技術としてのトランザクション・オブ・ジ
・アスメ・ジャーナル・オブ・エンジニアリング・フォ
ア・パワー（Transaction of the ASME Journal of Eng
ineering for Power 1964年１月）には、第８図および
第９図に示すような翼形が開示されている。
・アスメ・ジャーナル・オブ・エンジニアリング・フォ
ア・パワー（Transaction of the ASME Journal of Eng
ineering for Power 1964年１月）には、第８図および
第９図に示すような翼形が開示されている。
その第８図に示すものは、タービンの円周方向（以下、
周方向という）に隣接させて静翼1a,1bが設けられてい
る。これらの静翼1a,1bは、圧力側2a,2bと吸込側3a,3b
とを有して構成されている。そして、一方の静翼1aの吸
込側3aと他方の静翼1bの圧力側2bとで翼列流路４が形成
されている。各静翼1a,1bの圧力側2a,2bは、前端部から
ほぼ中間部までは凹曲面に形成され、この凹曲面から後
端部に近い位置までは平坦面に形成され、この平坦面か
ら後端までの点P1,P2間は凹曲面に形成されている。各
静翼1a,1bの吸込側3a,3bは、前端部からほぼ中間部まで
は凸曲面に形成され、この凸曲面から点S1,S2間は凹曲
面に形成され、この凹曲面から後端までは平坦面に形成
されている。前記翼列流路４は、前端部から点S1,P1の
位置までは先細りに形成され、この点S1,P1間は最小流
路幅O1とされ、流路後端部である点S2,P2間は点S1,P1間
より広い幅O2に形成されていて、前記点S1,P1から点S2,
P2間は末広がりに形成されている。
周方向という）に隣接させて静翼1a,1bが設けられてい
る。これらの静翼1a,1bは、圧力側2a,2bと吸込側3a,3b
とを有して構成されている。そして、一方の静翼1aの吸
込側3aと他方の静翼1bの圧力側2bとで翼列流路４が形成
されている。各静翼1a,1bの圧力側2a,2bは、前端部から
ほぼ中間部までは凹曲面に形成され、この凹曲面から後
端部に近い位置までは平坦面に形成され、この平坦面か
ら後端までの点P1,P2間は凹曲面に形成されている。各
静翼1a,1bの吸込側3a,3bは、前端部からほぼ中間部まで
は凸曲面に形成され、この凸曲面から点S1,S2間は凹曲
面に形成され、この凹曲面から後端までは平坦面に形成
されている。前記翼列流路４は、前端部から点S1,P1の
位置までは先細りに形成され、この点S1,P1間は最小流
路幅O1とされ、流路後端部である点S2,P2間は点S1,P1間
より広い幅O2に形成されていて、前記点S1,P1から点S2,
P2間は末広がりに形成されている。
この第８図に示す翼形のものでは、点S1,P1の位置がシ
ャープエッジになっており、この点S1,P1間に最小流路
幅O1が設定されていて、気体の超音速膨張を行うように
なっている。
ャープエッジになっており、この点S1,P1間に最小流路
幅O1が設定されていて、気体の超音速膨張を行うように
なっている。
次に、第９図に示すものは、各静翼1a,1bの圧力側2a,2b
は前端部からほぼ中間部まで凹曲面に形成され、この凹
曲面から後端まで平坦面に形成されている。各静翼1a,1
bの吸込側3a,3bは、前端部からほぼ中間部の位置である
点S1まで凸曲面に形成され、この凸曲面から後端まで平
坦面に形成されている。また、翼列流路４は前端部から
点S1,P1の位置までは先細りに形成され、この点S1,P1間
は最小流路幅O1とされ、この点S1,P1より後端部側の点S
2,P2間は幅O1から広い幅O2に形成されていて、点S1,P1
からS2,P2間は末広がりに形成されている。
は前端部からほぼ中間部まで凹曲面に形成され、この凹
曲面から後端まで平坦面に形成されている。各静翼1a,1
bの吸込側3a,3bは、前端部からほぼ中間部の位置である
点S1まで凸曲面に形成され、この凸曲面から後端まで平
坦面に形成されている。また、翼列流路４は前端部から
点S1,P1の位置までは先細りに形成され、この点S1,P1間
は最小流路幅O1とされ、この点S1,P1より後端部側の点S
2,P2間は幅O1から広い幅O2に形成されていて、点S1,P1
からS2,P2間は末広がりに形成されている。
この第９図に示す翼形では、点S1にシャープエッジが形
成されており、この点S1,P1間に最小流路幅O1が設定さ
れていて気体の超音速膨張を行うようになっている。
成されており、この点S1,P1間に最小流路幅O1が設定さ
れていて気体の超音速膨張を行うようになっている。
第10図は、前記先行技術の翼形についての、翼列性能を
示す。
示す。
この第10図に示すように、先行技術では設計点で運動エ
ネルギー損失が最小になるが、翼列流路からマッハ数が
設計点より大きくなっても、小さくなっても運動エネル
ギー損失が急増する問題がある。特に、先行技術の翼形
は、第８図に示すものでは点S1,P1、第９図に示すもの
では点S1のシャープエッジにより気体の超音速膨張を行
なうようにしているため、流出マッハ数が1.0付近で翼
列流路の末広がり部分での境界層が厚くなるので、急激
に運動エネルギー損失が大きくなるという問題があっ
た。
ネルギー損失が最小になるが、翼列流路からマッハ数が
設計点より大きくなっても、小さくなっても運動エネル
ギー損失が急増する問題がある。特に、先行技術の翼形
は、第８図に示すものでは点S1,P1、第９図に示すもの
では点S1のシャープエッジにより気体の超音速膨張を行
なうようにしているため、流出マッハ数が1.0付近で翼
列流路の末広がり部分での境界層が厚くなるので、急激
に運動エネルギー損失が大きくなるという問題があっ
た。
［発明の目的］ 本発明の目的は、前記従来技術の問題を解決し、翼列流
路を流れる流体の速度を亜音速から超音速に効率よく遷
移させることができ、かつ設計流出マッハ数よりも小さ
い流出マッハ数での運動エネルギー損失を低減させ得る
軸流タービンの遷音速静翼列を提供することにある。
路を流れる流体の速度を亜音速から超音速に効率よく遷
移させることができ、かつ設計流出マッハ数よりも小さ
い流出マッハ数での運動エネルギー損失を低減させ得る
軸流タービンの遷音速静翼列を提供することにある。
［発明の概要］ 本発明は、各々の静翼が圧力側における前端部および途
中位置間に凹曲面を有するとともに、吸込側における前
端部および途中位置間に凸曲面を有する形状をなし、か
つタービンの円周方向に所定の翼列ピッチをもって配列
されたとき、互いに隣接する一方の静翼の吸込側と他方
の静翼の圧力側との間に翼列流路を形成し、該翼列流路
の前端から後端部に向かって途中部分まで先細り形状に
形成するとともに、該先細り部分から後端部に至るに従
い末広がり形状に形成した軸流タービンの遷音速静翼列
において、各静翼の圧力側における前記途中位置から後
端までを平坦面に形成し、各静翼の吸込側におけ前記途
中位置から後端部の中間位置にかけて、静翼の後端部を
制する翼後縁角度，一方の静翼の吸込側の後端部と周方
向とのなす角度，前記ピッチ，および最小流路幅に基づ
いて求めた半径をもつ凸円弧面を前記凸曲面に連続して
形成し、各静翼の吸込側における前記中間位置から後端
までを、前記凸円弧面の接線方向に伸びる平坦面に形成
し、さらに、前記凸円弧面の中心位置から前記一方の静
翼の吸込側における前記凸円弧面の前端位置と、該前端
位置を通過しかつ前記他方の静翼の圧力側における前記
平坦面と直交する位置との間を前記翼列流路の最狭部と
する一方、前記中間位置から前記一方の静翼の吸込側に
おける前記凸円弧面の後端位置に直交する位置と、該位
置を通過しかつ前記他方の静翼の圧力側における前記平
坦面の後端との間を前記翼列流路の末広がり出口とする
ことを特徴とし、この構成により前記の目的を達成でき
たものである。
中位置間に凹曲面を有するとともに、吸込側における前
端部および途中位置間に凸曲面を有する形状をなし、か
つタービンの円周方向に所定の翼列ピッチをもって配列
されたとき、互いに隣接する一方の静翼の吸込側と他方
の静翼の圧力側との間に翼列流路を形成し、該翼列流路
の前端から後端部に向かって途中部分まで先細り形状に
形成するとともに、該先細り部分から後端部に至るに従
い末広がり形状に形成した軸流タービンの遷音速静翼列
において、各静翼の圧力側における前記途中位置から後
端までを平坦面に形成し、各静翼の吸込側におけ前記途
中位置から後端部の中間位置にかけて、静翼の後端部を
制する翼後縁角度，一方の静翼の吸込側の後端部と周方
向とのなす角度，前記ピッチ，および最小流路幅に基づ
いて求めた半径をもつ凸円弧面を前記凸曲面に連続して
形成し、各静翼の吸込側における前記中間位置から後端
までを、前記凸円弧面の接線方向に伸びる平坦面に形成
し、さらに、前記凸円弧面の中心位置から前記一方の静
翼の吸込側における前記凸円弧面の前端位置と、該前端
位置を通過しかつ前記他方の静翼の圧力側における前記
平坦面と直交する位置との間を前記翼列流路の最狭部と
する一方、前記中間位置から前記一方の静翼の吸込側に
おける前記凸円弧面の後端位置に直交する位置と、該位
置を通過しかつ前記他方の静翼の圧力側における前記平
坦面の後端との間を前記翼列流路の末広がり出口とする
ことを特徴とし、この構成により前記の目的を達成でき
たものである。
［発明の実施例］ 以下、本発明の実施例を第１図乃至第７図により説明す
る。
る。
第１図は、本発明の一実施例を示すもので、周方向に配
列された静翼列のうちの、隣接する二つの静翼11a,11b
について示している。
列された静翼列のうちの、隣接する二つの静翼11a,11b
について示している。
前記静翼11a,11bは、同じ翼形に形成されており、圧力
側12a,12bと、吸込側13a,13bとによって形成されてい
る。
側12a,12bと、吸込側13a,13bとによって形成されてい
る。
前記静翼11a,11bの圧力側12a,12bは、前端部から後端部
に向かって途中位置までは凹曲面に形成され、この凹曲
面から後端まで平坦面に形成されている。前記静翼11a,
11bの吸込側13a,13bは、前端部から途中位置に当たる点
S11までは凸曲面に形成され、該途中位置の点S11と後端
部の中間位置である点S12との間は中心Ｑから半径Rsの
凸円弧面に形成され、この凸円弧面から後端までは、凸
円弧面の接線方向に伸びる平坦面に形成されている。こ
の場合、一方の静翼11aの吸込側13aにおける凸円弧面の
後端位置は、この吸込側に隣接する他方の静翼11bの圧
力側12bの後端P12から中心Ｑに向かって真直に降ろした
直線と直角に交わる位置、すなわち第１図中の点S12ま
で延びている。したがって、点S11は凸円弧面の前端位
置であり、点S12は凸円弧面と平坦面との境界位置であ
って、凸円弧面の後端位置である。
に向かって途中位置までは凹曲面に形成され、この凹曲
面から後端まで平坦面に形成されている。前記静翼11a,
11bの吸込側13a,13bは、前端部から途中位置に当たる点
S11までは凸曲面に形成され、該途中位置の点S11と後端
部の中間位置である点S12との間は中心Ｑから半径Rsの
凸円弧面に形成され、この凸円弧面から後端までは、凸
円弧面の接線方向に伸びる平坦面に形成されている。こ
の場合、一方の静翼11aの吸込側13aにおける凸円弧面の
後端位置は、この吸込側に隣接する他方の静翼11bの圧
力側12bの後端P12から中心Ｑに向かって真直に降ろした
直線と直角に交わる位置、すなわち第１図中の点S12ま
で延びている。したがって、点S11は凸円弧面の前端位
置であり、点S12は凸円弧面と平坦面との境界位置であ
って、凸円弧面の後端位置である。
前記一方の静翼11aの吸込側13aと他方の静翼11bの圧力
側12b間には、翼列流路14が形成されている。この翼列
流路14は、前端部から後端部に向かって途中まで、すな
わち点S11,P11の位置までは先細りに形成され、この先
細り部分から後端まで、つまり点S12,P12の位置までは
末広がりに形成されている。すなわち、一方の静翼11a
の凸円弧面の中心Ｑから凸円弧面内の点S11を通って他
方の静翼11bの圧力側12bと交わる点P11と、前記点S11と
の間が最小流路幅O11をなしていて、翼列流路14の最狭
部とされ、また一方の静翼11aの凸円弧面の中心Ｑから
凸円弧面の後端位置S12と他方の静翼11bの後端位置P12
とを結んだ幅O12が、前記幅O11より広く形成されて翼列
流路14の末広がり出口をなしている。
側12b間には、翼列流路14が形成されている。この翼列
流路14は、前端部から後端部に向かって途中まで、すな
わち点S11,P11の位置までは先細りに形成され、この先
細り部分から後端まで、つまり点S12,P12の位置までは
末広がりに形成されている。すなわち、一方の静翼11a
の凸円弧面の中心Ｑから凸円弧面内の点S11を通って他
方の静翼11bの圧力側12bと交わる点P11と、前記点S11と
の間が最小流路幅O11をなしていて、翼列流路14の最狭
部とされ、また一方の静翼11aの凸円弧面の中心Ｑから
凸円弧面の後端位置S12と他方の静翼11bの後端位置P12
とを結んだ幅O12が、前記幅O11より広く形成されて翼列
流路14の末広がり出口をなしている。
前記凸円弧面内に設けられた翼列流路14の最狭部として
の点P11,S11と凸円弧面の中心Ｑとを結んだ直線P11S11Q
と、翼列流路14の後端としての点P12,S12と凸円弧面の
中心Ｑとを結んだ直線P12S12Qとの間の角度φは、設計
流出マッハ数に対するPrandtl Meyer函数υによって決
定されている。
の点P11,S11と凸円弧面の中心Ｑとを結んだ直線P11S11Q
と、翼列流路14の後端としての点P12,S12と凸円弧面の
中心Ｑとを結んだ直線P12S12Qとの間の角度φは、設計
流出マッハ数に対するPrandtl Meyer函数υによって決
定されている。
次に、第２図はタービン翼の後端部の設計法を示し、第
３図はタービン翼の速度三角形を示す。
３図はタービン翼の速度三角形を示す。
その第３図において、実線は静翼の速度三角形を示し、
破線は動翼の速度三角形を示す。
破線は動翼の速度三角形を示す。
これらの図により、タービン翼の設計について説明する
と、熱設計により第３図に示すような速度三角形が決定
されると、静翼から流出する気体としての蒸気の速度V1
を音速で割った流出マッハ数Ｍが決まる。また、この時
の蒸気の流出角はα０である。一方、熱設計より蒸気流
量が決定されるが、遷音速流の場合の流量は入口の蒸気
条件に対する臨界流量になるので、これより所定の流量
を流すための最小流路幅O11が決まる。さらに、翼のコ
ード長、半径方向位置などを考慮して翼枚数を決定す
る。この翼形の半径方向位置と翼枚数より翼列ピッチｔ
が決まる。
と、熱設計により第３図に示すような速度三角形が決定
されると、静翼から流出する気体としての蒸気の速度V1
を音速で割った流出マッハ数Ｍが決まる。また、この時
の蒸気の流出角はα０である。一方、熱設計より蒸気流
量が決定されるが、遷音速流の場合の流量は入口の蒸気
条件に対する臨界流量になるので、これより所定の流量
を流すための最小流路幅O11が決まる。さらに、翼のコ
ード長、半径方向位置などを考慮して翼枚数を決定す
る。この翼形の半径方向位置と翼枚数より翼列ピッチｔ
が決まる。
また、前記流出マッハ数Ｍに対するPrandtl Meyer函数
υを次式により求める。
υを次式により求める。
ここで、κ：気体の断熱指数 υ:Prandtl Meyer函数をラジアンで表した値 である。
次に第２図において一方の静翼11aの吸込側13aの後端部
の平坦面と周方向とのなす角度βを、翼列流路14から出
る蒸気の流出角α０と等しく取る。また、周方向の翼列
ピッチｔを取り、一方の静翼11aの吸込側13aに隣接する
他方の静翼11bの後端P12から前記吸込側13aにおける凸
円弧面の後端位置S12に向かって垂線を降ろす。次に、
静翼11aの後端部においてこれを形成する翼後縁角度、
すなわち吸込側13aの平坦面と圧力側12aの平坦面とによ
って形成される翼後縁角度θを（１）式のPrandtl Meye
r函数υと等しく取る。さらに、静翼11aの吸込側13aの
点S11から点S12までの凸円弧面の半径Rsを次式によって
決定する。
の平坦面と周方向とのなす角度βを、翼列流路14から出
る蒸気の流出角α０と等しく取る。また、周方向の翼列
ピッチｔを取り、一方の静翼11aの吸込側13aに隣接する
他方の静翼11bの後端P12から前記吸込側13aにおける凸
円弧面の後端位置S12に向かって垂線を降ろす。次に、
静翼11aの後端部においてこれを形成する翼後縁角度、
すなわち吸込側13aの平坦面と圧力側12aの平坦面とによ
って形成される翼後縁角度θを（１）式のPrandtl Meye
r函数υと等しく取る。さらに、静翼11aの吸込側13aの
点S11から点S12までの凸円弧面の半径Rsを次式によって
決定する。
次に、他方の静翼11bの後端P12から一方の静翼11aの吸
込側13aの点S12に降ろした垂線を延長し、点S12から延
長線上に前記（２）式で求めた半径Rsを取り、凸円弧面
の中心Ｑを定める。ついで、直線P12S12Qから静翼11aの
前端部側に前記翼後縁角度θと等しい角度、すなわち
（１）式のPrandtl Meyer函数υと等しい角度を取って
直線を引き、半径Rsを取り、この直線と静翼11aの吸込
側13aとが交わる位置に点S11を取り、さらに点S11を通
る延長線と他方の静翼11bの圧力側12bの平坦面とが交わ
る位置に点P11を定める。これにより、角度P12P11Qが直
角になり、最小流路幅O11の位置を決めることができ
る。
込側13aの点S12に降ろした垂線を延長し、点S12から延
長線上に前記（２）式で求めた半径Rsを取り、凸円弧面
の中心Ｑを定める。ついで、直線P12S12Qから静翼11aの
前端部側に前記翼後縁角度θと等しい角度、すなわち
（１）式のPrandtl Meyer函数υと等しい角度を取って
直線を引き、半径Rsを取り、この直線と静翼11aの吸込
側13aとが交わる位置に点S11を取り、さらに点S11を通
る延長線と他方の静翼11bの圧力側12bの平坦面とが交わ
る位置に点P11を定める。これにより、角度P12P11Qが直
角になり、最小流路幅O11の位置を決めることができ
る。
この時、理想的な遷音速流れを得るためには、幅O12と
幅O11の比は次式を満足させる必要がある。
幅O11の比は次式を満足させる必要がある。
一方、超音速流になった場合の流出角α０は次式の関係
によって決まる。
によって決まる。
また、O12＝sinβ・ｔであるから、前述のように実際の
蒸気の流出角α０と、静翼11aの吸込側13aの後端部の平
坦面と周方向とのなす角度βが等しければ、翼列流路14
の末広がり部分の面積比がO12/O11は、前記（４）式と
同じになり、前記末広がり部分の流路拡大率が流出マッ
ハ数に適した値になっていることが分かる。
蒸気の流出角α０と、静翼11aの吸込側13aの後端部の平
坦面と周方向とのなす角度βが等しければ、翼列流路14
の末広がり部分の面積比がO12/O11は、前記（４）式と
同じになり、前記末広がり部分の流路拡大率が流出マッ
ハ数に適した値になっていることが分かる。
前記本発明の実施例において、実際の蒸気の流出角α０
と、静翼11aの吸込側13aの後端部の平坦面と周方向との
なす角度βを等しくしたことが重要な点である。
と、静翼11aの吸込側13aの後端部の平坦面と周方向との
なす角度βを等しくしたことが重要な点である。
第４図は、この点についての実験結果を示す。
そして、この第４図に示す実験結果は、第５図に示すよ
うに、翼列ピッチｔを変えて、一方の静翼11aに隣接す
る他方の静翼11bの後端P12と凸円弧面の中心Ｑとを結ん
だ直線P12Qが本発明の実施例に示すように一方の静翼11
aの吸込側13aにおいて点S12で交わる場合と、これより
角度εだけ静翼11aの前端部または後端部側に移した場
合の、前記第10図に示した運動エネルギー損失が最小と
なる流出マッハ時の前記流出角α０と角度βとの関係を
示すものである。
うに、翼列ピッチｔを変えて、一方の静翼11aに隣接す
る他方の静翼11bの後端P12と凸円弧面の中心Ｑとを結ん
だ直線P12Qが本発明の実施例に示すように一方の静翼11
aの吸込側13aにおいて点S12で交わる場合と、これより
角度εだけ静翼11aの前端部または後端部側に移した場
合の、前記第10図に示した運動エネルギー損失が最小と
なる流出マッハ時の前記流出角α０と角度βとの関係を
示すものである。
この実験結果から、本発明の実施例のように、前記角度
εが零の場合、α０＝βを満足していることが分かる。
εが零の場合、α０＝βを満足していることが分かる。
なお、本発明において、流出マッハ数が「１」に限りな
く近づくと、第１図に示す幅O11と幅O12とが等しくな
り、φ＝０となる。しかし、静翼の翼後縁角度θは翼形
を形成するうえで、０度にすることはできなく、製作お
よび強度上可能な有限な値にする必要がある。
く近づくと、第１図に示す幅O11と幅O12とが等しくな
り、φ＝０となる。しかし、静翼の翼後縁角度θは翼形
を形成するうえで、０度にすることはできなく、製作お
よび強度上可能な有限な値にする必要がある。
次に、第６図は亜音速流用のいわゆる先細流路を形成す
る静翼と、本厚名のごとくいわゆる中細流路を形成する
静翼とについて運動エネルギー損失の相対比較を行った
結果を示す。
る静翼と、本厚名のごとくいわゆる中細流路を形成する
静翼とについて運動エネルギー損失の相対比較を行った
結果を示す。
この第６図から次のことが理解される。すなわち、一点
鎖線５で示すように、流出マッハ数が1.3程度までは、
むしろ亜音速流用の先細流路を形成する静翼の方が良好
な性能が得られる。また、細い破線6a〜6eが中細流路を
形成する静翼の相対損失であり、各流出マッハ数に適し
た最小損失になる点を結んだのが太い実線８および太い
破線７である。そして、破線７は静翼の翼後縁角度θを
流出マッハ数に対するPrandtl Meyer函数と等しくした
場合であるが、前記翼後縁角度θが大きくなってくる
と、静翼の後端部における吸込側の流れと圧力側の流れ
の衝突による衝撃波が発し、流出マッハ数が1.55より大
きくなると運動エネルギー損失が急激に増加する。これ
に対して、実線８は翼後縁角度θを設計流出マッハ数1.
55以上では、この流出マッハ数に対するPrandtl Meyer
函数の14.5度で抑え、前記（３）式の流路拡大率のみを
満足するように凸円弧面の半径Rsを選んだ場合であり、
破線７の場合より運動エネルギー損失を小さくすること
ができる。
鎖線５で示すように、流出マッハ数が1.3程度までは、
むしろ亜音速流用の先細流路を形成する静翼の方が良好
な性能が得られる。また、細い破線6a〜6eが中細流路を
形成する静翼の相対損失であり、各流出マッハ数に適し
た最小損失になる点を結んだのが太い実線８および太い
破線７である。そして、破線７は静翼の翼後縁角度θを
流出マッハ数に対するPrandtl Meyer函数と等しくした
場合であるが、前記翼後縁角度θが大きくなってくる
と、静翼の後端部における吸込側の流れと圧力側の流れ
の衝突による衝撃波が発し、流出マッハ数が1.55より大
きくなると運動エネルギー損失が急激に増加する。これ
に対して、実線８は翼後縁角度θを設計流出マッハ数1.
55以上では、この流出マッハ数に対するPrandtl Meyer
函数の14.5度で抑え、前記（３）式の流路拡大率のみを
満足するように凸円弧面の半径Rsを選んだ場合であり、
破線７の場合より運動エネルギー損失を小さくすること
ができる。
この第６図に示す結果から、本発明において静翼の翼後
縁角度θは流出マッハ数1.3と1.55に対する蒸気のPrand
tl Meyer函数の値である6.5〜14.5度の範囲で用いるの
が良好な性能が得られることが分かる。
縁角度θは流出マッハ数1.3と1.55に対する蒸気のPrand
tl Meyer函数の値である6.5〜14.5度の範囲で用いるの
が良好な性能が得られることが分かる。
第７図は、第９図に示した先行技術による遷音速静翼
と、本発明による遷音速静翼の運動エネルギー損失の流
出マッハに対する変化の一例を相対値で示す。
と、本発明による遷音速静翼の運動エネルギー損失の流
出マッハに対する変化の一例を相対値で示す。
この第７図において、破線９が前記第９図に示す先行技
術の運動エネルギー損失であり、実線10が本発明の運動
エネルギー損失である。前記第９図に示す先行技術で
は、気体としての蒸気の膨張に必要な流れの転向角を、
翼列流路の最狭部で一度に行っているのに対して、本発
明では翼列流路の末広がり部分で均等に行っており、こ
の末広がり部分で良好な流れを得ることができ、したが
って本発明では運動エネルギー損失を小さく抑えること
ができる。また、先行技術では設計流出マッハ数より低
い流出マッハ数領域において、翼列流路の最狭部以降の
吸込側で急激な剥離現象が起こり、運動エネルギー損失
が急増するのに対して、本発明では設計流出マッハ数よ
り低い流出マッハ数領域においても、静翼の吸込側に形
成された凸円弧面により蒸気の膨張が促進され、剥離現
象を小さくすることができるので、低流出マッハ数での
運動エネルギー損失を大幅に低減することができる。こ
れにより、タービンの部分負荷による流出マッハ数の低
下、または夏期の復水器の冷却水温度の上昇に伴う排気
真空低下による流出マッハ数の低下時のタービン効率の
低下を抑制することができる。
術の運動エネルギー損失であり、実線10が本発明の運動
エネルギー損失である。前記第９図に示す先行技術で
は、気体としての蒸気の膨張に必要な流れの転向角を、
翼列流路の最狭部で一度に行っているのに対して、本発
明では翼列流路の末広がり部分で均等に行っており、こ
の末広がり部分で良好な流れを得ることができ、したが
って本発明では運動エネルギー損失を小さく抑えること
ができる。また、先行技術では設計流出マッハ数より低
い流出マッハ数領域において、翼列流路の最狭部以降の
吸込側で急激な剥離現象が起こり、運動エネルギー損失
が急増するのに対して、本発明では設計流出マッハ数よ
り低い流出マッハ数領域においても、静翼の吸込側に形
成された凸円弧面により蒸気の膨張が促進され、剥離現
象を小さくすることができるので、低流出マッハ数での
運動エネルギー損失を大幅に低減することができる。こ
れにより、タービンの部分負荷による流出マッハ数の低
下、または夏期の復水器の冷却水温度の上昇に伴う排気
真空低下による流出マッハ数の低下時のタービン効率の
低下を抑制することができる。
［発明の効果］ 以上説明した本発明によれば、各静翼の吸込側における
途中位置から後端部の中間位置にかけて形成した凸円弧
面の中心を基準とし、該中心位置から一方の静翼の吸込
側における前記凸円弧面の前端位置と、該前端位置を通
過しかつ他方の静翼の圧力側における平坦面と直交する
位置との間を翼列流路の最狭部とする一方、前記中心位
置から一方の静翼の吸込側における前記凸円弧面の後端
位置と直交する位置と、該直交する位置を通過しかつ他
方の静翼の圧力側における平坦面の後端との間を翼列流
路の末広がり出口とするように構成したので、翼列流路
の末広がり部分にシャープエッジがなく、前記末広がり
部分で翼列流路を流れる気体の速度を亜音速から超音速
に効率よく遷移させ得る効果がある。
途中位置から後端部の中間位置にかけて形成した凸円弧
面の中心を基準とし、該中心位置から一方の静翼の吸込
側における前記凸円弧面の前端位置と、該前端位置を通
過しかつ他方の静翼の圧力側における平坦面と直交する
位置との間を翼列流路の最狭部とする一方、前記中心位
置から一方の静翼の吸込側における前記凸円弧面の後端
位置と直交する位置と、該直交する位置を通過しかつ他
方の静翼の圧力側における平坦面の後端との間を翼列流
路の末広がり出口とするように構成したので、翼列流路
の末広がり部分にシャープエッジがなく、前記末広がり
部分で翼列流路を流れる気体の速度を亜音速から超音速
に効率よく遷移させ得る効果がある。
また、本発明によれば、翼列流路の末広がり部分で気体
の膨張を徐々に促進することができるので、設計流出マ
ッハ数より低い流出マッハ数領域での運動エネルギー損
失を大幅に低減し得、流出マッハ数低下時のタービン効
率の低下を抑制し得る効果がある。
の膨張を徐々に促進することができるので、設計流出マ
ッハ数より低い流出マッハ数領域での運動エネルギー損
失を大幅に低減し得、流出マッハ数低下時のタービン効
率の低下を抑制し得る効果がある。
第１図は本発明の一実施例を示す図、第２図は第１図に
示す実施例における静翼の後端部の設計法の説明図、第
３図は同設計法に用いられる蒸気の速度三角形を示す
図、第４図は第１図に示す実施例における静翼の翼列ピ
ッチを変えた時の実験結果を示すグラフ、第５図は同翼
列ピッチを変えた状態を示す図、第６図は亜音速流用の
先細流路の静翼と、中細流路の静翼との運動エネルギー
損失の相対比較図、第７図は先行技術と本発明との運動
エネルギー損失の特性の相対比較図、第８図および第９
図はそれぞれ先行技術を示す図、第10図は先行技術の運
動エネルギー損失と流出マッハ数との関係を示すグラフ
である。 11a,11b……周方向に隣接する静翼、12a,12b……静翼の
圧力側、13a,13b……同吸込側、14……翼列流路、Ｑ…
…凸円弧面の中心、Rs……同半径、O11……翼列流路の
最狭部、O12……翼列流露の末広がり出口、S11……翼列
流路の最狭部を形成する吸込側の凸円弧面の前端位置、
S12……翼列流路の末広がり出口を形成する吸込側の凸
円弧面の後端位置、P11……翼列流路の最狭部を形成す
る圧力側の平坦面の位置、P12……翼列流路の末広がり
出口を形成する圧力側の平坦面の後端、ｔ……翼列ピッ
チ、β……一方の静翼の吸込側の後端部の平坦面と周方
向とのなす角度、φ……直線P11S11Qと直線P12S12Q間の
角度であって凸円弧面の中心角、θ……静翼の翼後縁角
度。
示す実施例における静翼の後端部の設計法の説明図、第
３図は同設計法に用いられる蒸気の速度三角形を示す
図、第４図は第１図に示す実施例における静翼の翼列ピ
ッチを変えた時の実験結果を示すグラフ、第５図は同翼
列ピッチを変えた状態を示す図、第６図は亜音速流用の
先細流路の静翼と、中細流路の静翼との運動エネルギー
損失の相対比較図、第７図は先行技術と本発明との運動
エネルギー損失の特性の相対比較図、第８図および第９
図はそれぞれ先行技術を示す図、第10図は先行技術の運
動エネルギー損失と流出マッハ数との関係を示すグラフ
である。 11a,11b……周方向に隣接する静翼、12a,12b……静翼の
圧力側、13a,13b……同吸込側、14……翼列流路、Ｑ…
…凸円弧面の中心、Rs……同半径、O11……翼列流路の
最狭部、O12……翼列流露の末広がり出口、S11……翼列
流路の最狭部を形成する吸込側の凸円弧面の前端位置、
S12……翼列流路の末広がり出口を形成する吸込側の凸
円弧面の後端位置、P11……翼列流路の最狭部を形成す
る圧力側の平坦面の位置、P12……翼列流路の末広がり
出口を形成する圧力側の平坦面の後端、ｔ……翼列ピッ
チ、β……一方の静翼の吸込側の後端部の平坦面と周方
向とのなす角度、φ……直線P11S11Qと直線P12S12Q間の
角度であって凸円弧面の中心角、θ……静翼の翼後縁角
度。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭55−14959（ＪＰ，Ａ) 特公 昭56−20006（ＪＰ，Ｂ２) Ｇ．Ｆｌｕｇｅｌ原著 高橋・柴山共訳 「蒸気タービン（第10版）」昭和42年４月 20日（株）コロナ社発行 第236頁〜第240 頁
Claims (3)
- 【請求項１】各々の静翼が圧力側における前端部および
途中位置間に凹曲面を有するとともに、吸込側における
前端部および途中位置間に凸曲面を有する形状をなし、
かつタービンの円周方向に所定の翼列ピッチをもって配
列されたとき、互いに隣接する一方の静翼の吸込側と他
方の静翼の圧力側との間に翼列流路を形成し、該翼列流
路の前端から後端部に向かって途中部分まで先細り形状
に形成するとともに、該先細り部分から後端部に至るに
従い末広がり形状に形成した軸流タービンの遷音速静翼
列において、各静翼の圧力側における前記途中位置から
後端までを平坦面に形成し、各静翼の吸込側における前
記途中位置（S11）から後端部の中間位置（S12）にかけ
て、静翼の後端部を形成する翼後縁角度，一方の静翼の
吸込側の後端部と周方向とのなす角度，前記ピッチ，お
よび最小流路幅に基づいて求めた半径をもつ凸円弧面を
前記凸曲面に連続して形成し、各静翼の吸込側における
前記中間位置（S12）から後端までを、前記凸円弧面の
接線方向に伸びる平坦面に形成し、さらに、前記凸円弧
面の中心位置から前記一方の静翼の吸込側における前記
凸円弧面の前端位置（S11）と、該前端位置（S11）を通
過しかつ前記他方の静翼の圧力側における前記平坦面と
直交する位置との間を前記翼列流路の最狭部とする一
方、前記中心位置から前記一方の静翼の吸込側における
前記凸円弧面の後端位置（S12）に直交する位置と、該
位置を通過しかつ前記他方の静翼の圧力側における前記
平坦面の後端との間を前記翼列流路の末広がり出口とす
ることを特徴とする軸流タービンの遷音速静翼列。 - 【請求項２】特許請求の範囲第１項において、前記凸円
弧面の中心および前記翼列流路の最狭部間を結んだ直線
と、該凸円弧面の中心および翼列流路の前記末広がり出
口間を結んだ直線とのなす角度を、各静翼の圧力側にお
ける前記平坦面と吸込側における前記平坦面間で形成さ
れた翼後縁角度と等しくしたことを特徴とする軸流ター
ビンの遷音速静翼列。 - 【請求項３】特許請求の範囲第２項において、前記翼後
縁角度を6.5〜14.5度としたことを特徴とする軸流ター
ビンの遷音速静翼列。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59228986A JPH0686802B2 (ja) | 1984-11-01 | 1984-11-01 | 軸流タービンの遷音速静翼列 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59228986A JPH0686802B2 (ja) | 1984-11-01 | 1984-11-01 | 軸流タービンの遷音速静翼列 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61108805A JPS61108805A (ja) | 1986-05-27 |
| JPH0686802B2 true JPH0686802B2 (ja) | 1994-11-02 |
Family
ID=16884975
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59228986A Expired - Lifetime JPH0686802B2 (ja) | 1984-11-01 | 1984-11-01 | 軸流タービンの遷音速静翼列 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0686802B2 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998019048A1 (en) * | 1996-10-28 | 1998-05-07 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Airfoil for a turbomachine |
| US6358012B1 (en) * | 2000-05-01 | 2002-03-19 | United Technologies Corporation | High efficiency turbomachinery blade |
| JP2010277249A (ja) * | 2009-05-27 | 2010-12-09 | Toshiba Corp | 飛しょう体の形状決定方法及び形状決定装置 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5514959A (en) * | 1978-07-20 | 1980-02-01 | Toshiba Corp | Turbine nozzle |
| DE2930108C2 (de) * | 1979-07-25 | 1982-11-25 | Chemische Werke Hüls AG, 4370 Marl | Verfahren zur Herstellung von weitgehend amorphen Buten-1 Propen-Ethen-Terpolymeren mit hohem Erweichungspunkt |
-
1984
- 1984-11-01 JP JP59228986A patent/JPH0686802B2/ja not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ｇ．Ｆｌｕｇｅｌ原著高橋・柴山共訳「蒸気タービン（第１０版）」昭和４２年４月２０日（株）コロナ社発行第２３６頁〜第２４０頁 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61108805A (ja) | 1986-05-27 |
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