JPH0689651B2 - 軸流流体機械 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は静翼と動翼とを有する軸流流体機械に係り、特
に静翼から流出する流体のエネルギーを動翼で有効に利
用するのに好適な静翼の形状を有する軸流流体機械に関
する。

〔従来の技術〕

例えば大容量の発電用タービン等における効率の向上
は、経済面，資源面等から極めて重要な改善課題であ
り、従来から国内外の関係者による改善のための研究開
発努力がなされている。しかしながらタービン段落部に
おける作動流体の３次元流動に関する解明若しくはそれ
に基づく改善は充分に行われていなかった。

第１図（ａ）、（ｂ）は、一般的に用いられているその
段落を示すもので、フレア角（静翼ダイヤフラム上壁４
が下流側に流路断面積を増大するように拡大する角度）
を有する場合のタービン段落の子午面形状を示すもので
ある。静翼１は、上壁４と下壁３とに固設され、動翼２
への流体の流れ７を制御するものであり、下流側から静
翼の後縁６の形状を見た場合を第１図（ｂ）に示してい
る。従来極く一般的に採用されている静翼後縁６は直線
状をなし、しかも回転軸中心から放射状に配置されてい
る。従ってこの放射状配置のために、第２図に示すよう
に、静翼出口の流体流れは翼根元近傍においても半径方
向の速度成分を持ち、翼先端に向かうような流れ８とな
る。このため、動翼へ流入する流体の流れも半径方向速
度成分を有する流れとなる。この半径方向の流れは動翼
のなす仕事には何等寄与せず、この半径方向速度成分の
値はそのまま損失となってしまう。またこの影響によよ
り動翼根元近傍の流れが逆流するような現象が発生し易
くなりタービン性能の低下となる。この現象は特に静翼
のフレア角が大きい場合に、より顕著に現われる。従来
からこの対策として、第３図に示すように、静翼を動翼
の回転方向（９で示す）側に所定の角度θだけ傾けて取
付け、静翼の部分で、流体の流れを翼根元方向に押しつ
ける力を発生させることが行われていた。この角度θを
周方向翼取付け傾き角と呼ぶが、実機での値は10゜前後
の値であり、第３図に示すように角度θの値は半径方向
位置に対して一定値を保ち、従って翼後縁形状は直線状
となっていた。このものでは、静翼根元の流れは改善さ
れるが、逆に静翼先端の流れは壁から離れる方向になる
ため、静翼流路内の二次流れの増大等の原因となる欠点
がある。これの改善を意図して、実験室レベルではある
が、第４図に示すように、静翼を動翼の回転方向に突出
弯曲させる、すなわち接線方向翼取付け傾き角を静翼根
元では動翼回転方向に、静翼先端では動翼回転方向とは
逆方向につける試みがなされた。そのことはソ連の熱工
学に関する雑誌テエプロ エネルギ チイカ（те．г
лзнергетика 1964.5）に掲載されたブリイ
ヤニーエ ザクルルトキイポトーカ ナハラクチユリス
チーキ ソプロビーフ レシエトーク（ВЛИЯНИЕ
３АКРУТКИПОТОКА НА ХАРАТЕ
РИСТИКИСОПЛВЫХ РЕЩЕТОК）なる
論文で紹介されている。上記文献においては第１図
（ｂ）、第３図及び第４図に示すような接線方向翼取付
け傾き角をもった静翼単体について実験を行い、翼長方
向の損失分布10、11、12を算出してその結果を第５図の
（ａ）、（ｂ）、（ｃ）で表している。上記（ａ）
（ｂ）（ｃ）は各々、第１図（ｂ）、第３図及び第４図
に対応している。

〔発明が解決しようとする課題〕

この第５図に示されるように、静翼単体の円環翼列とし
ての性能は、第４図に示すような彎曲形状の静翼が好ま
しいことになる。しかしながら、静翼と動翼とを組合せ
た段落流れの場合は、この第４図に示すような彎曲形の
ものでは、翼先端近傍での半径方向速度成分を増加させ
る作用があり、動翼の仕事量の減少、あるいはこの半径
方向の速度成分に流体のエネルギが費やされることに起
因して、静翼と動翼との間の圧力分布が設計条件からず
れてしまい、動翼の流れの損失が増加するなどの観点か
らは好ましいものとはいえない。ここで、このことを明
らかにするために、段落内の３次元流動現象を第６図に
基づき動翼入口で半径方向速度成分の発生する機構を説
明する。この図は静翼後縁６から流出する流体の流れ13
が、動翼入口まで移動する様子を示している。図に示す
ように静翼出口からの流体の流れ13は、静翼と動翼との
距離の間で静翼の流出角の分だけ接線方向、すなわち周
方向に所定の距離移動する。

従って第６図に示すように、静翼出口で半径方向速度成
分をもたない接線方向の流れ13は、動翼入口14に達した
時には、符号13′に示すように半径方向の速度成分を有
することになる。勿論、実際にはダイヤフラム上壁４と
下壁３とによって円環状の流路を形成しているので、流
れ13は幾分円環流路に沿って流れるようにはなるが、円
環流路の効果は翼から流体に働く力の効果に比べて小さ
い。また前記の文献のものでは静翼単位のみについての
対策である故に、上記のような動翼を含めた段落として
の問題点について対策はなされず、従ってこれを実際の
タービンの静翼に適用することは不適当である。すなわ
ち、このものでは、先端側の接線方向翼取付け角θを負
の値を持つようにしているため、結果として、静翼を根
元での傾きの逆方向に傾けすぎていることになる。又、
同じく前記第３図に示すような接線方向翼取付け傾き角
θを一定にすること、即ち翼後縁形状を直線状となした
ものでは、翼根元側の流れの改善は可能であるが、翼先
端部において流体の流れを壁面から離し、静翼翼間内の
二次流れ損失を増大させてしまう嫌いがあった。

本発明はこれに鑑みてなされたものであり、その目的
は、静翼の根元及び先端は勿論静翼の半径方向いずれの
位置においても流体のもつエネルギを動翼で有効として
仕事に変換できるこの種の軸流流体機械を提供すること
にある。

〔課題を解決するための手段〕

上記目的を達成するための本発明に係る軸流流体機械
は、ダイヤフラム及び下壁に各々の端部が固設された静
翼群と、ロータ軸を中心に回転可能に形成された動翼群
とで構成される軸流流体機械において、前記静翼後縁の
下壁側の端部における前記静翼の取付け傾き角をθｒと
し、前記静翼後縁と前記下壁との交点、及び前記ロータ
軸中心点を通過する直線と平行な直線が、前記静翼後縁
上の各点における前記静翼後縁となす角をθとし、前記
静翼後縁のダイヤフラム側の端部における前記静翼の取
付け傾き角をθｔとしたとき、 前記θが、前記θｒを最大値として、前記静翼後縁のダ
イヤフラム側の端部に向かうにつれて徐々に小さくな
り、且つ、 θｒ＞θ＞θｔ＞０ の関係を有するように、前記静翼後縁を湾曲状に形成し
たことを特徴とする。

〔作用〕

本発明によれば、静翼の先端に移行するのに従って、該
静翼後縁の傾き角が減少するので、その部分における翼
根元方向への押し付け力が過大とならず、従って静翼先
端付近で流れが外周壁面から離されることがなくなり、
静翼先端付近に、充分に流体を供給することができる。
また、静翼先端付近における傾き角θｔは負になること
が無いので、静翼先端付近に供給される流体の、動翼の
仕事に寄与しない半径方向の速度成分を減少させること
ができる。

更に、前記θが静翼先端に向かうにつれて、徐々に減少
し、且つ静翼後縁を湾曲状に形成したので、静翼後縁か
ら流出される流体を動翼入口の半径方向の略全域にわた
って供給することができ、流体の持つエネルギを動翼で
有効に利用することができる。

〔実施例〕

以下、図面を用いて本発明の実施例を詳細に説明する。

第７図（ａ）は、本発明の静翼後縁６の形状を示すもの
で、３は下壁、４は上壁である。

静翼後縁６は湾曲形状をなし、その静翼後縁６の半径方
向各点とロータ中心軸点とを結ぶ直線と、当該点近傍に
おける後縁とのなす角度θは、静翼後縁６の根元部から
先端部にかけて徐々に減少して形成される。すなわち、
この角度θは静翼後縁６の根元部から先端部にかけて連
続的に減少変化して静翼後縁６を湾曲状に形成している
ものである。

この根元部の角度θをθｒ、先端部の角度θをθｔとす
れば、θｒ＞θｔ＞０の関係になっている。

この構成であると、静翼の根元では傾き角が大きく、静
翼の先端に向うにしたがい翼後縁の傾き角が減少するこ
とから、翼根元近傍では流体を根元方向に押しつける力
が充分発生し、したがって流体は半径方向速度成分の少
ない流れとなり、逆に又翼先端では翼後縁の傾き角が小
さいことから、流体の翼根元方向への押付力も小さく、
したがって静翼先端付近での流体は外周壁面から離され
ることがなくなり、流体のもっているエネルギを充分仕
事に変換させることが可能となる。

このことを第７図（ｂ）を用いて、更に詳細に説明する
と、動翼２の入口での半径方向速度成分は、この図に示
されているように静翼１と動翼２との翼間距離Ｘと静翼
出口の流出角αに密接に関係する。この場合線方向移動
距離ｌは、静翼後縁６の半径方向各位置とロータ中心軸
との距離をＲとし、静翼後縁６から流出した流体が動翼
２の入口に到達したときのその位置における動翼２の入
口と、静翼後縁６の半径方向各点とロータ中心軸とを結
ぶ直線とのなす角度をβとしたときには、ｌ≒Ｒβの関
係で定義することができる。そして一つの静翼について
はｌはほぼ一定と見て差支えがないのでこれによって算
出された角度βを、前述した静翼の取付け傾き角θとす
れば、動翼入口で、半径方向速度成分をほぼ除去するこ
とができる。

又、この図から明らかなようにｌ＝Ｘ・tanαの関係が
あるので静翼後縁６から動翼２の入口までのロータ中心
軸方向の翼間距離Ｘ、及び静翼後縁６からの流体の流れ
13の方向とロータ中心軸とのなす角度α（静翼出口の流
出角）からｌを求めることが出来る。ここでＸ及びαは
設計値であるからこれによって予めｌを知り、従ってθ
を予め算出することができる。このＸやαの値は例えば
蒸気タービン等においては従来の経験によって或る範囲
内の数値が与えられている。それをもとにして実際的な
傾き角θを求めて図表化したのが第８図である。即ちＲ
θ＝20とＲθ＝６とで囲まれる範囲が実機に適用して好
適なものである。

〔発明の効果〕

以上説明したように本発明によれば、静翼の半径方向い
ずれの位置においても流体のもつエネルギを動翼で有効
として仕事に変換できるので、静翼及び動翼を有する軸
流流体機械の効率を向上させることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図（ａ）は、タービン段落の縦断側面図、第１図
（ｂ）はその静翼の正面図、第２図は静翼出口の流体の
流れを示す図、第３図及び第４図は夫々接線方向翼取付
け傾き角のある従来の静翼後縁形状図、第５図（ａ）、
（ｂ）、（ｃ）は静翼の損失分布図、第６図は静翼出口
から動翼入口に至るまでの流体の流れを説明する図であ
る。第７図（ａ）、（ｂ）は本発明の実施例を説明する
ための図であり、（ａ）はその実施例に係る静翼後縁の
形状を示す図、（ｂ）は静翼と動翼との距離及び静翼出
口の流体流出角と、静翼から流出される流体の接線方向
の流出距離との関係を説明する図である。第８図は本発
明の接線方向翼取付け傾き角の半径方向分布図である。 １……静翼、２……動翼、６……静翼後縁。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ダイヤフラム及び下壁に各々の端部が固設
   された静翼群と、ロータ軸を中心に回転可能に形成され
   た動翼群とで構成される軸流流体機械において、 前記静翼後縁の下壁側の端部における前記静翼の取付け
   傾き角をθｒとし、 前記静翼後縁と前記下壁との交点、及び前記ロータ軸中
   心点を通過する直線と平行な直線が、前記静翼後縁上の
   各点における前記静翼後縁となす角をθとし、 前記静翼後縁のダイヤフラム側の端部における前記静翼
   の取付け傾き角をθｔとしたとき、 前記θが、前記θｒを最大値として、前記静翼後縁のダ
   イヤフラム側の端部に向かうにつれて徐々に小さくな
   り、且つ、 θｒ＞θ＞θｔ＞０ の関係を有するように、前記静翼後縁を湾曲状に形成し
   たことを特徴とする軸流流体機械。