JPH0689646B2 - 軸流タ−ビン回転羽根 - Google Patents
軸流タ−ビン回転羽根Info
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- JPH0689646B2 JPH0689646B2 JP7099485A JP7099485A JPH0689646B2 JP H0689646 B2 JPH0689646 B2 JP H0689646B2 JP 7099485 A JP7099485 A JP 7099485A JP 7099485 A JP7099485 A JP 7099485A JP H0689646 B2 JPH0689646 B2 JP H0689646B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ventral
- exit angle
- dimensionless
- blade
- flow
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- 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、高速回転の長翼用の軸流蒸気タービン回転羽
根に係り、タービンの円周方向に隣接する回転羽根間の
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
よく遷移させ規定の流出マツハ数を得、かつ流出マツハ
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
な軸流タービンの回転羽根に関する。
根に係り、タービンの円周方向に隣接する回転羽根間の
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
よく遷移させ規定の流出マツハ数を得、かつ流出マツハ
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
な軸流タービンの回転羽根に関する。
この回転羽根では、主として最終段回転羽根の半径方向
外側先端部における流体の流れの状態が音速を超えてい
る。この回転羽根は蒸気が音速より低い速度で入り、超
音速で出るから遷音速回転羽根と呼ばれている。従来、
この遷音速回転羽根翼形として、米国特許3,333,817号
及び特公昭56-12681号公報に記載されているような翼形
があつた。これらの翼形は翼列流路の最狭部（スロー
ト）以降で末広流路を形成し、設計流出マツハ数に対し
て回転羽根の間を流動す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る。しかし、設計マ
ツハ数以外、特に設計マツハ数より低い流出マツハ数に
なると、不足膨張のため境界層が厚くなり翼形損失が大
きくなる。一方、比較的低マツハ数の遷音速流ではスロ
ート以降の翼形背面を直線としたストレート・バツク翼
形が良好な性能を示すことが知られている。しかし、前
記した翼形のように、亜音速から超音速へ遷移させるた
めに空気力学的な中細流路を形成しておらず、しばしば
設計マツハ数を高くできなく、翼形損失が急増すること
があつた。
外側先端部における流体の流れの状態が音速を超えてい
る。この回転羽根は蒸気が音速より低い速度で入り、超
音速で出るから遷音速回転羽根と呼ばれている。従来、
この遷音速回転羽根翼形として、米国特許3,333,817号
及び特公昭56-12681号公報に記載されているような翼形
があつた。これらの翼形は翼列流路の最狭部（スロー
ト）以降で末広流路を形成し、設計流出マツハ数に対し
て回転羽根の間を流動す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る。しかし、設計マ
ツハ数以外、特に設計マツハ数より低い流出マツハ数に
なると、不足膨張のため境界層が厚くなり翼形損失が大
きくなる。一方、比較的低マツハ数の遷音速流ではスロ
ート以降の翼形背面を直線としたストレート・バツク翼
形が良好な性能を示すことが知られている。しかし、前
記した翼形のように、亜音速から超音速へ遷移させるた
めに空気力学的な中細流路を形成しておらず、しばしば
設計マツハ数を高くできなく、翼形損失が急増すること
があつた。
近年、大容量原子力発電プラントの開発が進む反面、中
小容量の火力発電プラントは部分負荷で運転される機会
が多く、最終段長翼の流出マツハ数も定格運転時のマツ
ハ数より低いマツハ数で作動する時間が多くなつてきて
おりこの低いマツハ数での翼形損失も小さくする必要が
ある。
小容量の火力発電プラントは部分負荷で運転される機会
が多く、最終段長翼の流出マツハ数も定格運転時のマツ
ハ数より低いマツハ数で作動する時間が多くなつてきて
おりこの低いマツハ数での翼形損失も小さくする必要が
ある。
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
移させ規定の流出マツハ数を得ることができ、かつ設計
流出マツハ数よりも低い流出マツ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回転羽根を提供する
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
移させ規定の流出マツハ数を得ることができ、かつ設計
流出マツハ数よりも低い流出マツ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回転羽根を提供する
ことにある。
本発明の要旨とするところは、回転羽根の外周部分がス
トレートバック翼形またはこれに準ずる翼形後端部分の
曲率が小さい翼形で形成され、翼形後端部分のほぼ平な
腹面で周方向とでなす腹面出口角を、半径方向の各段面
の周速を音速で無次元化した無次元周速に対して適正に
決定することにより、後縁からの膨張波により隣接する
回転羽根の後縁背面が設計流出マツハ数になるようにし
たものである。
トレートバック翼形またはこれに準ずる翼形後端部分の
曲率が小さい翼形で形成され、翼形後端部分のほぼ平な
腹面で周方向とでなす腹面出口角を、半径方向の各段面
の周速を音速で無次元化した無次元周速に対して適正に
決定することにより、後縁からの膨張波により隣接する
回転羽根の後縁背面が設計流出マツハ数になるようにし
たものである。
以下、本発明の一実施例を図面により詳しく説明する。
第１図は、隣り合つた２個の回転羽根１及び２を回転羽
根先端近くで切断したところを示す断面図である。この
切断した断面の形を翼形と呼び、翼形は半径方向内側に
向つて形及び向きも変つて行く。各翼形には蒸気の流入
側である前縁３及び流出側である後縁４があり、また矢
印で示した回転羽根の回転方向の面である背面８と、こ
れと反対側の面である腹面７がある。図面の回転羽根２
に示したように前縁側の部分を前端部分５、後縁側の部
分を後端部６と定義ずける。また、第２図に示すように
後端部分６の腹面７と周方向でなす角度を腹面出口角度
γＰと定義ずける。各回転羽根の前端部分５は、隣接回
転羽根の後端部分６に重つて伸び、両羽根間に先細ノズ
ル部を形成する。
第１図は、隣り合つた２個の回転羽根１及び２を回転羽
根先端近くで切断したところを示す断面図である。この
切断した断面の形を翼形と呼び、翼形は半径方向内側に
向つて形及び向きも変つて行く。各翼形には蒸気の流入
側である前縁３及び流出側である後縁４があり、また矢
印で示した回転羽根の回転方向の面である背面８と、こ
れと反対側の面である腹面７がある。図面の回転羽根２
に示したように前縁側の部分を前端部分５、後縁側の部
分を後端部６と定義ずける。また、第２図に示すように
後端部分６の腹面７と周方向でなす角度を腹面出口角度
γＰと定義ずける。各回転羽根の前端部分５は、隣接回
転羽根の後端部分６に重つて伸び、両羽根間に先細ノズ
ル部を形成する。
第３図は、後端部分の蒸気の膨張特性を示す。すなわ
ち、先細流路のスロート０で蒸気流速は音速すなわち
“マツハ数＝1"となり、蒸気はスロート０以降でさらに
膨張する。ここで、腹面７側の後縁４では上記したよう
にマツハ数１に相当する圧力までしか膨張していない
が、後述するように背面圧力はさらに低くなつており、
腹面７に沿つて流れて来た蒸気は背面圧力まで急膨張し
背面８方向にνだけ転向する。この流れの転向角νは、
膨張した時のマツハ数Ｍに対して、次式に示すプラント
ル・マイヤー函数νの値となる。
ち、先細流路のスロート０で蒸気流速は音速すなわち
“マツハ数＝1"となり、蒸気はスロート０以降でさらに
膨張する。ここで、腹面７側の後縁４では上記したよう
にマツハ数１に相当する圧力までしか膨張していない
が、後述するように背面圧力はさらに低くなつており、
腹面７に沿つて流れて来た蒸気は背面圧力まで急膨張し
背面８方向にνだけ転向する。この流れの転向角νは、
膨張した時のマツハ数Ｍに対して、次式に示すプラント
ル・マイヤー函数νの値となる。
ここで、ｋは気体の断熱指数であり、νはラジアンで表
わした値である。しかし一般的にはラジアンを度に変換
して度で表わすことが多く、以下では度として取扱うこ
とにする。
わした値である。しかし一般的にはラジアンを度に変換
して度で表わすことが多く、以下では度として取扱うこ
とにする。
このように、後縁４で腹面７側の蒸気が急膨張すると扇
状の膨張波が発生し、破線で示すマツハ線９ができる。
マツハ線上では、反射波ない単一波の領域では流れは一
様、すなわちマツハ数や流れの方向も等しくなるが、反
射波が干渉する領域は特性曲線法で取扱う必要がある。
しかし、高マツハ数のマツハ線9hは低マツハ数の反射波
の影響は小さく近似的に単一波、すなわち直線と見なす
ことができる。
状の膨張波が発生し、破線で示すマツハ線９ができる。
マツハ線上では、反射波ない単一波の領域では流れは一
様、すなわちマツハ数や流れの方向も等しくなるが、反
射波が干渉する領域は特性曲線法で取扱う必要がある。
しかし、高マツハ数のマツハ線9hは低マツハ数の反射波
の影響は小さく近似的に単一波、すなわち直線と見なす
ことができる。
また、腹面７側の流れと背面８側の流れが衝突して互に
流れが圧縮されて衝撃波10Ｌ及び10Ｒが発生する。そし
て衝撃波後の気体の流れ角は腹側の流れと背側の流れが
衝突す前の流れ角の平均値とみなすことができる。
流れが圧縮されて衝撃波10Ｌ及び10Ｒが発生する。そし
て衝撃波後の気体の流れ角は腹側の流れと背側の流れが
衝突す前の流れ角の平均値とみなすことができる。
本発明では、隣接翼の後縁端に達する高マツハ数のマツ
ハ線9hのマツハ数の値を設計マツハ数になるようにする
ものである。
ハ線9hのマツハ数の値を設計マツハ数になるようにする
ものである。
次に、第２図はタービン回転羽根の後端部の設計法を示
す。この図により、タービン回転羽根の設計法すなわち
隣接翼の後縁に達するマツハ線を設計マツハ数にする方
法について述べる。
す。この図により、タービン回転羽根の設計法すなわち
隣接翼の後縁に達するマツハ線を設計マツハ数にする方
法について述べる。
タービン回転羽根の後縁４のエツジ厚さδは0.8〜1.2mm
程度になり、この場合後縁４の直後の場所12の圧力ＰＢ
は翼列後流の圧力Ｐ∞より低くなることが知られてい
る。第４図はこの場合の実験結果の１例であり、横軸は
翼列後流の圧力Ｐと翼列入口全圧の比であり、縦軸は後
縁４の直後の場所12の圧力ＰＢと翼列入口全圧との比で
ある。このようにＰＢの圧力がＰ∞より低くなると後縁
部で局所的にマツハ数が大きくなる。そのマツハ数ＭＢ
と翼列後流のマツハ数Ｍを比較したのが第５図であり、
後縁部での局所マツハ数ＭＢが翼列後流のマツハ数Ｍよ
り約0.2大きくなる。したがつて、第２図に示すように
腹面７側の蒸気は後縁４で前記局所マツハ数ＭＢに対す
るプラントルマイヤー函数νＢだけ転向する。
程度になり、この場合後縁４の直後の場所12の圧力ＰＢ
は翼列後流の圧力Ｐ∞より低くなることが知られてい
る。第４図はこの場合の実験結果の１例であり、横軸は
翼列後流の圧力Ｐと翼列入口全圧の比であり、縦軸は後
縁４の直後の場所12の圧力ＰＢと翼列入口全圧との比で
ある。このようにＰＢの圧力がＰ∞より低くなると後縁
部で局所的にマツハ数が大きくなる。そのマツハ数ＭＢ
と翼列後流のマツハ数Ｍを比較したのが第５図であり、
後縁部での局所マツハ数ＭＢが翼列後流のマツハ数Ｍよ
り約0.2大きくなる。したがつて、第２図に示すように
腹面７側の蒸気は後縁４で前記局所マツハ数ＭＢに対す
るプラントルマイヤー函数νＢだけ転向する。
次に、設計マツハ数に対するマツハ線の角度は腹面７側
の流体が後縁で転向した流れ方向11に対して、次式のマ
ツハ角μの方向となる。
の流体が後縁で転向した流れ方向11に対して、次式のマ
ツハ角μの方向となる。
この結果、第２図から明らかなように、隣接回転羽根の
後縁に達すマツハ線のマツハ角μとプラントル・マイヤ
ー函数νＢと腹面出口角γＰとの間には次式の関係が成
立つ。
後縁に達すマツハ線のマツハ角μとプラントル・マイヤ
ー函数νＢと腹面出口角γＰとの間には次式の関係が成
立つ。
γＰ＝μ−νＢ ……(3) 従つて、腹面出口角γＰは設計マツハ数に対して(3)式
で求められる値より小さい値に設計しないと、翼列出口
圧力をいくら低くしても翼列流路出口の圧力は低下せ
ず、翼列出口で規定の流出マツハ数を得ることができな
い。
で求められる値より小さい値に設計しないと、翼列出口
圧力をいくら低くしても翼列流路出口の圧力は低下せ
ず、翼列出口で規定の流出マツハ数を得ることができな
い。
一方、腹面７側の流れと背面８側の流れが衝突して、衝
撃波が発生した後の流体の流れ角は、後縁４の後では同
じマツハ数の流れが衝突するので、衝突後は腹面７側の
転向後の流れ方向11と腹面８側の転向後の流れ方向13と
の平均と見なすことができる。ここで、腹面側の流れ方
向11はνＢ＋γＰであり、背面側の流れ方向13は背面出
口角γＳから設計マツハ数Ｍと前記の局所マツハ数ＭＢ
のプラントル・マイヤー函数の差で求められ、γＳ−
（νＢ−ν）となる。ゆえに、衝突後の流体の流れ角α
は となる。
撃波が発生した後の流体の流れ角は、後縁４の後では同
じマツハ数の流れが衝突するので、衝突後は腹面７側の
転向後の流れ方向11と腹面８側の転向後の流れ方向13と
の平均と見なすことができる。ここで、腹面側の流れ方
向11はνＢ＋γＰであり、背面側の流れ方向13は背面出
口角γＳから設計マツハ数Ｍと前記の局所マツハ数ＭＢ
のプラントル・マイヤー函数の差で求められ、γＳ−
（νＢ−ν）となる。ゆえに、衝突後の流体の流れ角α
は となる。
第６図は、回転羽根出口の速度三角形であり、Ｖが回転
羽根出口の相対速度、Ｕが絶対速度、Ｗが周速である。
最終段回転羽根では、同一流量を流した時、流出蒸気の
持去る運動エネルギーを最小にするために、絶対速度Ｕ
は通常図のように軸方向に流れるように設計される。ま
たαが(4)式で与えられる翼列後の流れ角である。
羽根出口の相対速度、Ｕが絶対速度、Ｗが周速である。
最終段回転羽根では、同一流量を流した時、流出蒸気の
持去る運動エネルギーを最小にするために、絶対速度Ｕ
は通常図のように軸方向に流れるように設計される。ま
たαが(4)式で与えられる翼列後の流れ角である。
前記したように、腹面出口角γＰは規定の流出マツハ数
を得るためには、一定値より小さくする必要あるが、反
面(4)式から明らかなようにあまり小さくすると流出角
が小さくなり設計流量が流れなくなる。絶対速度Ｕは軸
流タービンの回転羽根を流れる流量に比例する値であ
り、通常の軸流タービンでは音速ａで無次元化した で0.5以上で用いられる。また、腹面出口角γＰと背面
出口角γＳの差で示される後縁角εは、回転羽根の強度
から通常４゜以上に設計される。この ε＝４゜を下限条件とすると、その時の設計マツハ数に
対して流出角αが速度三角形の関係より決まり背面出口
角を(4)式より求めることができる。
を得るためには、一定値より小さくする必要あるが、反
面(4)式から明らかなようにあまり小さくすると流出角
が小さくなり設計流量が流れなくなる。絶対速度Ｕは軸
流タービンの回転羽根を流れる流量に比例する値であ
り、通常の軸流タービンでは音速ａで無次元化した で0.5以上で用いられる。また、腹面出口角γＰと背面
出口角γＳの差で示される後縁角εは、回転羽根の強度
から通常４゜以上に設計される。この ε＝４゜を下限条件とすると、その時の設計マツハ数に
対して流出角αが速度三角形の関係より決まり背面出口
角を(4)式より求めることができる。
第７図は、設計マツハ数Ｍに対して、乾き飽和蒸気（ｋ
＝1.135）について(3)式より求めた上限の腹面出口角14
と、前記下限条件により(4)式より求めた下限の腹面出
口角15の値である。設計流出マツハ数Ｍに対して斜線で
示した範囲が本発明の使用範囲となる。この結果、本発
明による回転羽根の最大設計マツハ数は1.62となる。
＝1.135）について(3)式より求めた上限の腹面出口角14
と、前記下限条件により(4)式より求めた下限の腹面出
口角15の値である。設計流出マツハ数Ｍに対して斜線で
示した範囲が本発明の使用範囲となる。この結果、本発
明による回転羽根の最大設計マツハ数は1.62となる。
第８図は、第７図に示した限界腹面出口角γＰの時、各
流出マツハ数における(4)式より求まる流出角αと、第
６図に示した速度三角形より定まる流出角αを等しくす
るように求めた と限界腹面出口角の関係を示す。すなわち、 は次式により決定される。
流出マツハ数における(4)式より求まる流出角αと、第
６図に示した速度三角形より定まる流出角αを等しくす
るように求めた と限界腹面出口角の関係を示す。すなわち、 は次式により決定される。
この結果、無次元周速が大きくなると腹面出口角は小さ
くなり、規定の設計マツハ数を得るための上限値も16、
規定の流量を流すための下限値17も無次元周速に対して
ほぼ直線的に変化する。したがつて、本発明による回転
羽根の腹面出口角γＰは遷音速流で流出する半径方向外
周部の各段面の無次元周速に対して、無次元周速が0.9
で腹面出口角が41゜なる点と無次元周速が1.58で腹面出
口角が10゜なる両点を結ぶ直線より小さく、無次元周速
が0.9で腹面出口角が31゜なる点と無次元周速が1.54で
腹面出口角が10゜なる両点を結ぶ直線より大きい。ま
た、無次元周速は半径方向外側が大きく、内側になるに
従つて小さくなるので、腹面出口角γＰは回転羽根の先
端部から根元部に向つてほぼ直線的に大きくなる。
くなり、規定の設計マツハ数を得るための上限値も16、
規定の流量を流すための下限値17も無次元周速に対して
ほぼ直線的に変化する。したがつて、本発明による回転
羽根の腹面出口角γＰは遷音速流で流出する半径方向外
周部の各段面の無次元周速に対して、無次元周速が0.9
で腹面出口角が41゜なる点と無次元周速が1.58で腹面出
口角が10゜なる両点を結ぶ直線より小さく、無次元周速
が0.9で腹面出口角が31゜なる点と無次元周速が1.54で
腹面出口角が10゜なる両点を結ぶ直線より大きい。ま
た、無次元周速は半径方向外側が大きく、内側になるに
従つて小さくなるので、腹面出口角γＰは回転羽根の先
端部から根元部に向つてほぼ直線的に大きくなる。
なお、 が0.6〜0.7の設計を行う場合、上限マツハ数が次第に小
さくなるので、先端部は上限の腹面出口角として、途中
から を作る場合もある。
さくなるので、先端部は上限の腹面出口角として、途中
から を作る場合もある。
第10図は本発明による回転羽根の１段面の翼形の２次元
翼列実験による運動エネルギー損失18を、従来の先細流
路のストレート・バツク翼形の損失19の最小損失を１と
して比較して示した値である。このように本発明によれ
ば、従来の先細流路の翼形のように設計マツハ数で損失
が急増することもなく、また中細ノズル形遷音速翼形の
損失20のように設計マツハ数より低いマツハ数に対して
も良好な翼列性能を達成することができる。
翼列実験による運動エネルギー損失18を、従来の先細流
路のストレート・バツク翼形の損失19の最小損失を１と
して比較して示した値である。このように本発明によれ
ば、従来の先細流路の翼形のように設計マツハ数で損失
が急増することもなく、また中細ノズル形遷音速翼形の
損失20のように設計マツハ数より低いマツハ数に対して
も良好な翼列性能を達成することができる。
本発明によれば、超音速で流出する翼列出口のマツハ数
を、膨張波であるマツハ線で設計流出マツハ数にするこ
とができる。また、先細流路を持つ翼であり、低マツハ
数でも良好な性能の回転羽根とすることができ、遷音速
流段落を持つ軸流蒸気タービンの効率向上、特に部分負
荷運転時の効率を大幅に向上できる効果がある。
を、膨張波であるマツハ線で設計流出マツハ数にするこ
とができる。また、先細流路を持つ翼であり、低マツハ
数でも良好な性能の回転羽根とすることができ、遷音速
流段落を持つ軸流蒸気タービンの効率向上、特に部分負
荷運転時の効率を大幅に向上できる効果がある。
第１図は本発明における隣り合つた２つの回転羽根の横
断面図、第２図は第１図後縁端部の拡大図、第３図は後
縁部分の形状と蒸気の膨張特性を示す横断面図、第４図
は翼列後流の圧力と後縁直後の圧力の差を示す実験値、
第５図は同様のマツハ数の差を示す実験値、第６図は回
転羽根から流出する蒸気の速度三角形、第７図は設計流
出マツハ数に対する腹面出口角の範囲を示す計算値、第
８図は回転羽根の半径方向断面の周速を音速で無次元し
た無次元周速と腹面出口角の範囲を示す計算値、第９図
は先行技術による回転羽根と本発明による回転羽根のエ
ネルギー損失のマツハ数に対する特性を示す。 １……回転羽根、２……回転羽根、３……前縁、４……
後縁、５……前端部分、６……後端部分、７……腹面、
８……背面、９……マツハ線、γＰ……腹面出口角、Ｏ
……スロート、ν……プラントル・マイヤー函数、μ…
…マツハ角、δ……エツジ厚さ、12……後縁直後部分、
Ｐ∞……翼列後流圧力、ＰＢ……後縁直後部圧力、P01
……翼列入口全圧、ＭＢ……後縁直後の局所マツハ数、
Ｍ……設計マツハ数、Ｗ……周速、ａ……流体の音速、
Ｕ……絶対速度。
断面図、第２図は第１図後縁端部の拡大図、第３図は後
縁部分の形状と蒸気の膨張特性を示す横断面図、第４図
は翼列後流の圧力と後縁直後の圧力の差を示す実験値、
第５図は同様のマツハ数の差を示す実験値、第６図は回
転羽根から流出する蒸気の速度三角形、第７図は設計流
出マツハ数に対する腹面出口角の範囲を示す計算値、第
８図は回転羽根の半径方向断面の周速を音速で無次元し
た無次元周速と腹面出口角の範囲を示す計算値、第９図
は先行技術による回転羽根と本発明による回転羽根のエ
ネルギー損失のマツハ数に対する特性を示す。 １……回転羽根、２……回転羽根、３……前縁、４……
後縁、５……前端部分、６……後端部分、７……腹面、
８……背面、９……マツハ線、γＰ……腹面出口角、Ｏ
……スロート、ν……プラントル・マイヤー函数、μ…
…マツハ角、δ……エツジ厚さ、12……後縁直後部分、
Ｐ∞……翼列後流圧力、ＰＢ……後縁直後部圧力、P01
……翼列入口全圧、ＭＢ……後縁直後の局所マツハ数、
Ｍ……設計マツハ数、Ｗ……周速、ａ……流体の音速、
Ｕ……絶対速度。
フロントページの続き (56)参考文献 特公 昭50−687（ＪＰ，Ｂ２) 特公 昭60−48602（ＪＰ，Ｂ２) 特公 昭62−29604（ＪＰ，Ｂ２) 特公 昭62−59203（ＪＰ，Ｂ２) 特公 平２−5882（ＪＰ，Ｂ２)
Claims (2)
- 【請求項１】回転羽根翼列を持つ軸流タービンであっ
て、回転羽根翼列流路が回転羽根の前端部分から後端部
分にかけて先細流路を形成する回転羽根を有する軸流タ
ービン回転羽根において、 後端部分の翼面の背面及び腹面がほぼ平となっていて、
該腹面と周方向とでなす腹面出口角度を一方の座標軸
に、回転羽根の各断面の周速を音速で無次元した無次元
周速を他の座標軸にとった座標上で、 無次元周速が0.9で腹面出口角度が41゜なる点と無次元
周速が1.58で腹面出口角度が10゜なる点とを通る直線よ
り小さく、無次元周速が0.9で腹面出口角度が31゜なる
点と無次元周速が1.54で腹面出口角度が10゜なる点とを
通る直線より大なる領域にあるように無次元周速に対し
て前記腹面出口角度を設定したことを特徴とする軸流タ
ービン回転羽根。 - 【請求項２】特許請求の範囲第１項において、前記腹面
出口角度を、半径方向外側から半径方向内側になるに従
って、ほぼ直線的に大きくしたことを特徴とする軸流タ
ービン回転羽根。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7099485A JPH0689646B2 (ja) | 1985-04-05 | 1985-04-05 | 軸流タ−ビン回転羽根 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7099485A JPH0689646B2 (ja) | 1985-04-05 | 1985-04-05 | 軸流タ−ビン回転羽根 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61232301A JPS61232301A (ja) | 1986-10-16 |
| JPH0689646B2 true JPH0689646B2 (ja) | 1994-11-09 |
Family
ID=13447609
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7099485A Expired - Lifetime JPH0689646B2 (ja) | 1985-04-05 | 1985-04-05 | 軸流タ−ビン回転羽根 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0689646B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6730245B2 (ja) | 2017-11-17 | 2020-07-29 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン |
| CN109977593A (zh) * | 2019-04-09 | 2019-07-05 | 重庆水轮机厂有限责任公司 | 超大单位流量轴流定浆式水轮机组增容提效设计方法 |
-
1985
- 1985-04-05 JP JP7099485A patent/JPH0689646B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61232301A (ja) | 1986-10-16 |
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