JPH08218803A - タービンノズル、タービン動翼及びタービン段落 - Google Patents
タービンノズル、タービン動翼及びタービン段落Info
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- JPH08218803A JPH08218803A JP2548995A JP2548995A JPH08218803A JP H08218803 A JPH08218803 A JP H08218803A JP 2548995 A JP2548995 A JP 2548995A JP 2548995 A JP2548995 A JP 2548995A JP H08218803 A JPH08218803 A JP H08218803A
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- blade
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- sin
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2200/00—Mathematical features
- F05B2200/20—Special functions
- F05B2200/26—Special functions trigonometric
- F05B2200/261—Sine
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 タービンノズル、タービン動翼の２次流れ損
失を低減させるともに翼高さ方向の流体の流量分布をコ
ントロールすることで段落性能を向上させること。 【構成】 ダイヤフラム内輪３とダイヤフラム外輪２と
の間に形成される環状流路にその周方向に複数のノズル
翼１を列状に配設し、各ノズル翼１をダイヤフラム内輪
側及び外輪側の接合端において固定したタービンノズル
において、ノズル翼１の後端縁とそのノズル翼に隣接す
るノズル翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比
Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／
Ｔ）の最小値を翼高さ３０〜６５％の範囲に位置させ
た。
失を低減させるともに翼高さ方向の流体の流量分布をコ
ントロールすることで段落性能を向上させること。 【構成】 ダイヤフラム内輪３とダイヤフラム外輪２と
の間に形成される環状流路にその周方向に複数のノズル
翼１を列状に配設し、各ノズル翼１をダイヤフラム内輪
側及び外輪側の接合端において固定したタービンノズル
において、ノズル翼１の後端縁とそのノズル翼に隣接す
るノズル翼の背面との最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比
Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／
Ｔ）の最小値を翼高さ３０〜６５％の範囲に位置させ
た。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流タービンにおける
タービンノズル、タービン動翼、及びその組合わせから
なるタービン段落に関する。
タービンノズル、タービン動翼、及びその組合わせから
なるタービン段落に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に、軸流タービンにおいては、性能
向上を目的として内部効率の向上のための種々の技術が
採用されているが、タービン内部損失のうち特に２次流
れ損失はタービンの各段落に共通する損失であるため、
その改善策が要望されている。
向上を目的として内部効率の向上のための種々の技術が
採用されているが、タービン内部損失のうち特に２次流
れ損失はタービンの各段落に共通する損失であるため、
その改善策が要望されている。
【０００３】図１０は一般的な軸流タービンのノズル構
成を示す図であって、複数枚のノズル翼１がダイアフラ
ム外輪２とダイアフラム内林３との間に形成される環状
流路４に周方向に配列されている。
成を示す図であって、複数枚のノズル翼１がダイアフラ
ム外輪２とダイアフラム内林３との間に形成される環状
流路４に周方向に配列されている。
【０００４】また、このように形成されたタービンノズ
ルの下流側には、図１１に示すように、上記各ノズル翼
１に対向して複数枚の動翼５が配設されている。この動
翼５はロータディスク６の外周に周方向に所定間隔で列
状に植設されており、動翼５の外周端には、動翼を固定
するため及び作動流体の漏洩を防止するためシュラウド
７が装着してある。
ルの下流側には、図１１に示すように、上記各ノズル翼
１に対向して複数枚の動翼５が配設されている。この動
翼５はロータディスク６の外周に周方向に所定間隔で列
状に植設されており、動翼５の外周端には、動翼を固定
するため及び作動流体の漏洩を防止するためシュラウド
７が装着してある。
【０００５】一般にタービン段落の流路は、図１２
（ａ）、（ｂ）に示すフリーボルテックス設計法が多く
採用されている。図１２のsin -1（Ｓ／Ｔ）はノズル翼
１または動翼５の翼列内部で形成された通路部の最小長
さ（スロート）とその周方向の翼枚数から決まる翼間長
さ（環状部でのピッチ）の比を用いたもので幾何学的な
流出角である。
（ａ）、（ｂ）に示すフリーボルテックス設計法が多く
採用されている。図１２のsin -1（Ｓ／Ｔ）はノズル翼
１または動翼５の翼列内部で形成された通路部の最小長
さ（スロート）とその周方向の翼枚数から決まる翼間長
さ（環状部でのピッチ）の比を用いたもので幾何学的な
流出角である。
【０００６】上記フリーボルテックス設計法において
は、ノズル翼は根元部から先端部へsin -1（Ｓ／Ｔ）が
直線的に増加し、動翼はその逆の傾向で減少する。一
方、上記フリーボルテックス設計法に対して、ノズル翼
の根元部スロートを大にし、先端部スロートを小にした
コントロールドボルテックス設計法もある。
は、ノズル翼は根元部から先端部へsin -1（Ｓ／Ｔ）が
直線的に増加し、動翼はその逆の傾向で減少する。一
方、上記フリーボルテックス設計法に対して、ノズル翼
の根元部スロートを大にし、先端部スロートを小にした
コントロールドボルテックス設計法もある。
【０００７】ところが、上記フリーボルテックス及びコ
ントロールドボルテックス設計法によって流路を形成し
たノズル翼の内部では、以下に述べる２次流れ損失が発
生し、ノズル翼の下流にある性能に悪影響を及ぼしてい
る。
ントロールドボルテックス設計法によって流路を形成し
たノズル翼の内部では、以下に述べる２次流れ損失が発
生し、ノズル翼の下流にある性能に悪影響を及ぼしてい
る。
【０００８】次に、上記の段落構成において、タービン
ノズルをノズル出口側から観察した斜視図である図１０
を参照して、ノズル翼１における２次流れの発生機構に
ついて説明する。すなわち、高圧蒸気などの作動流体
は、隣接するノズル翼１の間で形成される翼間流路を流
れるときに流路内で円弧状に曲げられて流れる。このと
きノズル翼１の背面Ｂから腹面Ｆ方向に遠心力を生じ、
この遠心力と静圧が平衡しているため、腹面はＦにおけ
る静圧が高くなり、一方背面Ｂにおいては作動流体の流
速が大きいため静圧が低くなる。そのため、流路内では
腹面Ｆから背面Ｂに向って圧力勾配を生じる。この圧力
勾配はダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３の周壁
面上に形成される流速の遅い層、すなわち境界層におい
ても同じである。
ノズルをノズル出口側から観察した斜視図である図１０
を参照して、ノズル翼１における２次流れの発生機構に
ついて説明する。すなわち、高圧蒸気などの作動流体
は、隣接するノズル翼１の間で形成される翼間流路を流
れるときに流路内で円弧状に曲げられて流れる。このと
きノズル翼１の背面Ｂから腹面Ｆ方向に遠心力を生じ、
この遠心力と静圧が平衡しているため、腹面はＦにおけ
る静圧が高くなり、一方背面Ｂにおいては作動流体の流
速が大きいため静圧が低くなる。そのため、流路内では
腹面Ｆから背面Ｂに向って圧力勾配を生じる。この圧力
勾配はダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３の周壁
面上に形成される流速の遅い層、すなわち境界層におい
ても同じである。
【０００９】ところが、境界層付近においては流速が小
さく、作用する遠心力も小さいため、腹面Ｆから背面Ｂ
への圧力勾配に抗しきれずに腹面Ｆ側から背面Ｂ側に向
かう流れ、すなわち２次流れ８が生ずる。そして、この
２次流れ８はノズル翼１の背面Ｂ側に衝突して巻き上が
り、ノズル翼１の内輪側及び外輪側の両接合端におい
て、それぞれ２次流れ渦９ａ、９ｂを発生する。このよ
うにして作動流体が保有するエネルギは、２次流れ渦９
ａ、９ｂを形成するためにその一部が散逸する。しかも
ノズル流路内で発生する上記２次流れ渦９ａ、９ｂは作
動流体の不均一な流れを生じ、ノズル性能を著しく低下
させる。
さく、作用する遠心力も小さいため、腹面Ｆから背面Ｂ
への圧力勾配に抗しきれずに腹面Ｆ側から背面Ｂ側に向
かう流れ、すなわち２次流れ８が生ずる。そして、この
２次流れ８はノズル翼１の背面Ｂ側に衝突して巻き上が
り、ノズル翼１の内輪側及び外輪側の両接合端におい
て、それぞれ２次流れ渦９ａ、９ｂを発生する。このよ
うにして作動流体が保有するエネルギは、２次流れ渦９
ａ、９ｂを形成するためにその一部が散逸する。しかも
ノズル流路内で発生する上記２次流れ渦９ａ、９ｂは作
動流体の不均一な流れを生じ、ノズル性能を著しく低下
させる。
【００１０】ところで、上記ノズル流路内で発生する２
次流れ渦９ａ、９ｂに起因する２次流れ損失を低減する
ためには種々のタービンノズルが研究されている。
次流れ渦９ａ、９ｂに起因する２次流れ損失を低減する
ためには種々のタービンノズルが研究されている。
【００１１】例えば、ノズル翼をタービンの回転中心を
通るラジアル線（図１０のＥ）に対して湾曲させて取り
付けた形状を採用したタービンノズルがある。図１３
は、この湾曲ノズル１ｂを採用したタービンノズルを示
す斜視図である。このような湾曲ノズル１ｂでは翼間流
路における速度ベクトルを根元側ではダイアフラム内輪
３、先端側では逆にダイアフラム外輪２の方向に向ける
効果があり、ダイアフラム内輪３及びダイアフラム外輪
２の両方で境界層の成長が抑制される。その結果図１４
の点線Ｐ2 に示すように、実線Ｐ1 で示す従来の圧力損
失に比して、ノズル根元部、および先端部での圧力損失
が大幅に低減される。
通るラジアル線（図１０のＥ）に対して湾曲させて取り
付けた形状を採用したタービンノズルがある。図１３
は、この湾曲ノズル１ｂを採用したタービンノズルを示
す斜視図である。このような湾曲ノズル１ｂでは翼間流
路における速度ベクトルを根元側ではダイアフラム内輪
３、先端側では逆にダイアフラム外輪２の方向に向ける
効果があり、ダイアフラム内輪３及びダイアフラム外輪
２の両方で境界層の成長が抑制される。その結果図１４
の点線Ｐ2 に示すように、実線Ｐ1 で示す従来の圧力損
失に比して、ノズル根元部、および先端部での圧力損失
が大幅に低減される。
【００１２】また、上記従来の湾曲ノズルでは、速度ベ
クトルの向きが根元側及び先端側でそれぞれダイアフラ
ム内輪、ダイアフラム外輪の方向となるため、図１５の
点線ｆ2 に示すように、流体の流量分布が根元部と先端
部で流量大、中央部で流量小となる。
クトルの向きが根元側及び先端側でそれぞれダイアフラ
ム内輪、ダイアフラム外輪の方向となるため、図１５の
点線ｆ2 に示すように、流体の流量分布が根元部と先端
部で流量大、中央部で流量小となる。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上述の如き
湾曲ノズルでは、ノズル翼から下流の動翼を通過する
際、図１２で示した動翼の幾何学的流出角sin -1（Ｓ／
Ｔ）の分布では、ノズルで根元部と先端部へと増加させ
た流量を流すのに十分な通路幅が確保できない。このた
め、余剰流量が中央部へと流れ込み、流線も中央部へと
偏向される。したがって、湾曲ノズルの使用によってノ
ズル翼単体の損失を低減しても段落効率が悪化すること
になる。さらに、通常ノズル翼および動翼の翼高さが小
さい時にはノズル翼の根元部と先端部で発生した２次流
れが動翼の内部で発達し、翼高さ中央部で互いに干渉す
ることで損失が増大する。
湾曲ノズルでは、ノズル翼から下流の動翼を通過する
際、図１２で示した動翼の幾何学的流出角sin -1（Ｓ／
Ｔ）の分布では、ノズルで根元部と先端部へと増加させ
た流量を流すのに十分な通路幅が確保できない。このた
め、余剰流量が中央部へと流れ込み、流線も中央部へと
偏向される。したがって、湾曲ノズルの使用によってノ
ズル翼単体の損失を低減しても段落効率が悪化すること
になる。さらに、通常ノズル翼および動翼の翼高さが小
さい時にはノズル翼の根元部と先端部で発生した２次流
れが動翼の内部で発達し、翼高さ中央部で互いに干渉す
ることで損失が増大する。
【００１４】また、従来の湾曲ノズルは、根元部と先端
部の２次流れを抑制するため、この部分に流量を多く流
すが、動翼での流量分布とあまりに異なる分布だと、流
線が偏向されることとなり、ノズルでの損失が減るにも
かかわらず、動翼において損失が増加する等の問題があ
る。
部の２次流れを抑制するため、この部分に流量を多く流
すが、動翼での流量分布とあまりに異なる分布だと、流
線が偏向されることとなり、ノズルでの損失が減るにも
かかわらず、動翼において損失が増加する等の問題があ
る。
【００１５】したがって、湾曲型ノズルに合った動翼の
フローパターン（流出角）が不可欠である。
フローパターン（流出角）が不可欠である。
【００１６】本発明はこのような点に鑑み、簡単な構造
を有し、タービンノズル、タービン動翼の２次流れ損失
を低減させるとともに翼高さ方向の流体の流量分布をも
コントロールすることで段落性能を向上させることがで
きるタービンノズル、タービン動翼及びそれらを組合わ
せたタービン段落を得ることを目的とする。
を有し、タービンノズル、タービン動翼の２次流れ損失
を低減させるとともに翼高さ方向の流体の流量分布をも
コントロールすることで段落性能を向上させることがで
きるタービンノズル、タービン動翼及びそれらを組合わ
せたタービン段落を得ることを目的とする。
【００１７】
【課題を解決するための手段】第一の発明は、ダイヤフ
ラム内輪とダイヤフラム外輪との間に形成される環状流
路の周方向に複数のノズル翼を列状に配設し、各ノズル
翼をダイヤフラム内輪側及び外輪側の接合端において固
定したタービンノズルにおいて、ノズル翼の後端縁とそ
のノズル翼に隣接するノズル翼の背面との最短距離と環
状ピッチの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α＝
sin -1（Ｓ／Ｔ）の最小値が翼高さ３０％〜６５％の範
囲に位置するように流路を形成したことを特徴とする。
ラム内輪とダイヤフラム外輪との間に形成される環状流
路の周方向に複数のノズル翼を列状に配設し、各ノズル
翼をダイヤフラム内輪側及び外輪側の接合端において固
定したタービンノズルにおいて、ノズル翼の後端縁とそ
のノズル翼に隣接するノズル翼の背面との最短距離と環
状ピッチの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α＝
sin -1（Ｓ／Ｔ）の最小値が翼高さ３０％〜６５％の範
囲に位置するように流路を形成したことを特徴とする。
【００１８】第二の発明は、タービンロータの植込部に
複数の動翼を列状に配設したタービン動翼において、動
翼の後端縁とその動翼に隣接する動翼の背面との最短距
離と環状ピッチの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出
角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）の最小値が翼高さ３０％〜６５
％の範囲に位置するように流路を形成したことを特徴と
する。
複数の動翼を列状に配設したタービン動翼において、動
翼の後端縁とその動翼に隣接する動翼の背面との最短距
離と環状ピッチの比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出
角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）の最小値が翼高さ３０％〜６５
％の範囲に位置するように流路を形成したことを特徴と
する。
【００１９】また、第三の発明は、上記タービンノズル
とタービン動翼の組み合わせからなるタービン段落であ
る。
とタービン動翼の組み合わせからなるタービン段落であ
る。
【００２０】
【作用】上述のように構成されたノズル翼或はタービン
動翼によって、内周壁面近傍に流入した作動流体が内周
壁面側に押圧される一方、外周壁面近傍に流入した作動
流体が外周壁面側に押圧され、翼列間の２次流れが抑制
され、２次流れ損失が低減される。さらにノズルの下流
にある動翼も同様に根元部と先端部で流量が多く流れる
が、動翼内での流体の流れが拘束されることなく動翼の
下流へ導かれ、さらに動翼の高さ方向中央部での損失が
大きい領域の流量が少なくなり、動翼で有効にエネルギ
ーを変換することができる。また、このノズルと動翼の
組合わせによって中央部の損失の大きい部分の流量を減
らし、根元部と先端部の損失の小さい部分の流量を増す
ことができ、段落性能を向上させることができる。
動翼によって、内周壁面近傍に流入した作動流体が内周
壁面側に押圧される一方、外周壁面近傍に流入した作動
流体が外周壁面側に押圧され、翼列間の２次流れが抑制
され、２次流れ損失が低減される。さらにノズルの下流
にある動翼も同様に根元部と先端部で流量が多く流れる
が、動翼内での流体の流れが拘束されることなく動翼の
下流へ導かれ、さらに動翼の高さ方向中央部での損失が
大きい領域の流量が少なくなり、動翼で有効にエネルギ
ーを変換することができる。また、このノズルと動翼の
組合わせによって中央部の損失の大きい部分の流量を減
らし、根元部と先端部の損失の小さい部分の流量を増す
ことができ、段落性能を向上させることができる。
【００２１】
【実施例】以下、図１乃至図９を参照して本発明の実施
例について説明する。
例について説明する。
【００２２】図１において、ノズルダイアフラム外輪２
とノズルダイアフラム内輪３との間に形成される環状流
路４に複数のノズル翼１を周方向に所定間隔をおいて列
状に配設し、各ノズル翼１の先端部及び根元部の接合端
をノズルダイアフラム外輪２とノズルダイアフラム内輪
３に接合することによってタービンノズルが構成されて
いる。また、図２は上記タービンノズルの後方に配設さ
れている動翼５の斜視図であり、図３にノズル翼１およ
び動翼５の流路部における断面を示す。
とノズルダイアフラム内輪３との間に形成される環状流
路４に複数のノズル翼１を周方向に所定間隔をおいて列
状に配設し、各ノズル翼１の先端部及び根元部の接合端
をノズルダイアフラム外輪２とノズルダイアフラム内輪
３に接合することによってタービンノズルが構成されて
いる。また、図２は上記タービンノズルの後方に配設さ
れている動翼５の斜視図であり、図３にノズル翼１およ
び動翼５の流路部における断面を示す。
【００２３】ところで、図３に示すように、ノズル翼或
は動翼の後端縁とそのノズル翼或は動翼に隣接するノズ
ル翼或は動翼の背面との最短距離すなわち流路の最小通
路幅をスロート幅Ｓとし、環状部の円周長さをノズル数
或は動翼数で割った数を環状ピッチＴとした場合、その
比Ｓ／Ｔをノズル或は動翼出口からの流出方向と流量を
決めるパラメータとし、図４の（ａ）、（ｂ）に、それ
ぞれノズル翼と動翼の幾何学的な流出角sin -1（Ｓ／
Ｔ）を示す。
は動翼の後端縁とそのノズル翼或は動翼に隣接するノズ
ル翼或は動翼の背面との最短距離すなわち流路の最小通
路幅をスロート幅Ｓとし、環状部の円周長さをノズル数
或は動翼数で割った数を環状ピッチＴとした場合、その
比Ｓ／Ｔをノズル或は動翼出口からの流出方向と流量を
決めるパラメータとし、図４の（ａ）、（ｂ）に、それ
ぞれノズル翼と動翼の幾何学的な流出角sin -1（Ｓ／
Ｔ）を示す。
【００２４】本発明においては、図４（ａ）、（ｂ）の
実線に示すように、ノズル翼と動翼ともにsin -1（Ｓ／
Ｔ）を根元部と先端部で点線で示す従来のものより大き
くし、中央部では逆に小さくしてある。この場合におけ
る動翼の損失分布を図５に示しているが、翼長が小さい
時には、中央部で損失が大きくなる傾向がある。しかし
て、本発明においてはノズル及び動翼共に中央部におけ
るsin -1（Ｓ／Ｔ）を小さくし、流量を減らし、根元部
と先端部のsin -1（Ｓ／Ｔ）を大きくし、各流量を増や
すようにしてある。
実線に示すように、ノズル翼と動翼ともにsin -1（Ｓ／
Ｔ）を根元部と先端部で点線で示す従来のものより大き
くし、中央部では逆に小さくしてある。この場合におけ
る動翼の損失分布を図５に示しているが、翼長が小さい
時には、中央部で損失が大きくなる傾向がある。しかし
て、本発明においてはノズル及び動翼共に中央部におけ
るsin -1（Ｓ／Ｔ）を小さくし、流量を減らし、根元部
と先端部のsin -1（Ｓ／Ｔ）を大きくし、各流量を増や
すようにしてある。
【００２５】このように、各部における幾何学的な流出
角sin -1（Ｓ／Ｔ）を選定することによって、動翼の根
元部と先端部での絞りによる中央部への流れの偏向が消
滅し、損失が増加することを防止でき、各段落で有効に
エネルギ変換を行うことができる。
角sin -1（Ｓ／Ｔ）を選定することによって、動翼の根
元部と先端部での絞りによる中央部への流れの偏向が消
滅し、損失が増加することを防止でき、各段落で有効に
エネルギ変換を行うことができる。
【００２６】ノズル及び動翼のsin -1（Ｓ／Ｔ）は本実
施例に関する試験によれば、下記条件が段落効率の最高
となる。すなわち、翼長は図５の動翼の損失分布になる
範囲とし、高さ（図１１のＨ）は２０mm〜５５mm、高さ
Ｈ／根元部直径Ｄ≦０．０７、またこの範囲においてsi
n -1（Ｓ／Ｔ）の最小値を、動翼の損失が大なる領域で
ノズル及び動翼の高さ方向３０％〜６５％の位置とする
ことが好ましい。
施例に関する試験によれば、下記条件が段落効率の最高
となる。すなわち、翼長は図５の動翼の損失分布になる
範囲とし、高さ（図１１のＨ）は２０mm〜５５mm、高さ
Ｈ／根元部直径Ｄ≦０．０７、またこの範囲においてsi
n -1（Ｓ／Ｔ）の最小値を、動翼の損失が大なる領域で
ノズル及び動翼の高さ方向３０％〜６５％の位置とする
ことが好ましい。
【００２７】このように、ノズル翼及び動翼ともにＳ／
Ｔ分布が翼高さ中央部で最小値をもつような構造を有す
るため、動翼中央部の損失が大きい部分の流量を減らし
つつ、内周壁面、外周壁面での２次流れ損失を低減する
効果が得られる。さらに、このようなノズルと動翼を組
み合わせることで、ノズルでの効率向上分を動翼で損な
うことなくタービン段落の効率を向上することができ
る。
Ｔ分布が翼高さ中央部で最小値をもつような構造を有す
るため、動翼中央部の損失が大きい部分の流量を減らし
つつ、内周壁面、外周壁面での２次流れ損失を低減する
効果が得られる。さらに、このようなノズルと動翼を組
み合わせることで、ノズルでの効率向上分を動翼で損な
うことなくタービン段落の効率を向上することができ
る。
【００２８】図６は本発明の他の実施例を示すノズル翼
１の斜視図であって、このノズル翼からなるタービンノ
ズルは、図７に示すようにsin -1（Ｓ／Ｔ）分布が翼高
さ中央部で最小点Ｍをもち、根元部と中央部間及び中央
部と根元部間にそれぞれ極大値Ｎ1 、Ｎ2 が存在するよ
うにＳ／Ｔが大きなくるようにしてある。すなわち、図
６に示すように翼高さ中央部における中央スロート幅Ｓ
2 が最小で、その上方及び下方に極大点スロート幅Ｓ4
、Ｓ5 が形成され、根元部及び先端部ではそれより小
さなスロート幅Ｓ1 、Ｓ3 となるように形成されてい
る。
１の斜視図であって、このノズル翼からなるタービンノ
ズルは、図７に示すようにsin -1（Ｓ／Ｔ）分布が翼高
さ中央部で最小点Ｍをもち、根元部と中央部間及び中央
部と根元部間にそれぞれ極大値Ｎ1 、Ｎ2 が存在するよ
うにＳ／Ｔが大きなくるようにしてある。すなわち、図
６に示すように翼高さ中央部における中央スロート幅Ｓ
2 が最小で、その上方及び下方に極大点スロート幅Ｓ4
、Ｓ5 が形成され、根元部及び先端部ではそれより小
さなスロート幅Ｓ1 、Ｓ3 となるように形成されてい
る。
【００２９】このように、翼高さ中央部で最小点Ｍをも
つことにより中央の損失の大きい領域の流量を減らすこ
とができ、かつ根元部及び先端側の極大値Ｎ1 、Ｎ2 よ
り流量を多く流すことで、速度ベクトルを内周壁面及び
外周壁面に向けることとなり、壁面部での２次流れ損失
を低減できる。さらに同形状を有するタービン動翼と組
み合わせることにより、第一実施例と同一の作用を行な
う。
つことにより中央の損失の大きい領域の流量を減らすこ
とができ、かつ根元部及び先端側の極大値Ｎ1 、Ｎ2 よ
り流量を多く流すことで、速度ベクトルを内周壁面及び
外周壁面に向けることとなり、壁面部での２次流れ損失
を低減できる。さらに同形状を有するタービン動翼と組
み合わせることにより、第一実施例と同一の作用を行な
う。
【００３０】図８は、本発明のさらに他の実施例を示す
湾曲形のタービンノズルの斜視図であって、この場合も
翼高さ中央部の中央スロート幅Ｓ2 が最小となるように
してある。ところで、図１３で示すような湾曲ノズルの
場合には、図９の（ａ）に示すように流出偏向角度が根
元部と先端部で大きく、中央部で小さくなる。したがっ
て、図９の（ｂ）に示すようにsin -1（Ｓ／Ｔ）を根元
部と先端部で予め小さくし、根元側と先端側で極大値Ｎ
1 、Ｎ2 をもつようにすることによって、その合成角△
α＋sin -1（Ｓ／Ｔ）が同図（ｃ）に示すように、根元
部と先端部で大、中央部で小の湾曲型ノズルに構成され
ている。
湾曲形のタービンノズルの斜視図であって、この場合も
翼高さ中央部の中央スロート幅Ｓ2 が最小となるように
してある。ところで、図１３で示すような湾曲ノズルの
場合には、図９の（ａ）に示すように流出偏向角度が根
元部と先端部で大きく、中央部で小さくなる。したがっ
て、図９の（ｂ）に示すようにsin -1（Ｓ／Ｔ）を根元
部と先端部で予め小さくし、根元側と先端側で極大値Ｎ
1 、Ｎ2 をもつようにすることによって、その合成角△
α＋sin -1（Ｓ／Ｔ）が同図（ｃ）に示すように、根元
部と先端部で大、中央部で小の湾曲型ノズルに構成され
ている。
【００３１】しかして、この場合も第一及び第２実施例
と同様に２次流れ損失を低減でき、同形状を有するター
ビン動翼と組み合わせることによって同様な作用を奏す
る。そしてこのようなタービン段落においてノズルでの
効率向上分を損ねることなく動翼での効率を向上させ、
タービン段落の性能を向上させることができる。
と同様に２次流れ損失を低減でき、同形状を有するター
ビン動翼と組み合わせることによって同様な作用を奏す
る。そしてこのようなタービン段落においてノズルでの
効率向上分を損ねることなく動翼での効率を向上させ、
タービン段落の性能を向上させることができる。
【００３２】
【発明の効果】以上説明したように、ノズル翼及び動翼
のＳ／Ｔ分布を翼高さ中央部で最小値をもつようにした
ので、損失の大きい領域での流量を減少させることがで
き、内周壁面及び外周壁面での２次流れ損失を低減する
ことができる。さらに、上記形状を有するノズル翼と動
翼を組み合わせた段落とすることにより、流線のシフト
を防ぎ、段落出力を向上させることができる。
のＳ／Ｔ分布を翼高さ中央部で最小値をもつようにした
ので、損失の大きい領域での流量を減少させることがで
き、内周壁面及び外周壁面での２次流れ損失を低減する
ことができる。さらに、上記形状を有するノズル翼と動
翼を組み合わせた段落とすることにより、流線のシフト
を防ぎ、段落出力を向上させることができる。
【図１】本発明の一実施例におけるノズルを流体流出側
より見た斜視図。
より見た斜視図。
【図２】本発明の一実施例における動翼を流体流出側よ
り見た斜視図。
り見た斜視図。
【図３】ノズル翼及び動翼の流路部の断面図。
【図４】（ａ）、（ｂ）は本発明の上記一実施例におけ
るノズル及び動翼の流出角分布説明図。
るノズル及び動翼の流出角分布説明図。
【図５】上記一実施例の動翼の損失分布説明図。
【図６】本発明の他の実施例におけるノズル翼を流体流
出側から見た斜視図。
出側から見た斜視図。
【図７】図６に示す実施例のsin -1（Ｓ／Ｔ）分布図。
【図８】本発明のさらに他の実施例のノズル翼を流体流
出側より見た斜視図。
出側より見た斜視図。
【図９】（ａ）は図８に示す実施例のノズル翼の流出偏
向角、（ｂ）はsin -1（Ｓ／Ｔ）分布、（ｃ）は△α＋
sin -1（Ｓ／Ｔ）の分布を示す図。
向角、（ｂ）はsin -1（Ｓ／Ｔ）分布、（ｃ）は△α＋
sin -1（Ｓ／Ｔ）の分布を示す図。
【図１０】従来のノズルを流体流出側より見た斜視図。
【図１１】タービン段落の半径方向縦断側面図。
【図１２】（ａ）、（ｂ）は従来のノズル翼及び動翼の
sin -1（Ｓ／Ｔ）分布図。
sin -1（Ｓ／Ｔ）分布図。
【図１３】湾曲ノズルを流体流出側より見た斜視図。
【図１４】従来のノズル翼の圧力損失分布図。
【図１５】従来のノズル翼の単位面積流量分布図。
【符号の説明】 １ ノズル翼 ２ ダイアフラム外輪 ３ ダイアフラム内輪 ５ 動翼 ６ ロータディスク ７ シュラウド
Claims (6)
- 【請求項１】ダイヤフラム内輪とダイヤフラム外輪との
間に形成される環状流路にその周方向に複数のノズル翼
を列状に配設し、各ノズル翼をダイヤフラム内輪側及び
外輪側の接合端において固定したタービンノズルにおい
て、ノズル翼の後端縁とそのノズル翼に隣接するノズル
翼の背面との最短距離と環状ピッチの比Ｓ／Ｔから求め
られる幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）の最小値が
翼高さ３０％〜６５％の範囲に位置するようにしたこと
を特徴とするタービンノズル。 - 【請求項２】幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）が翼
高さ中央部で最小点を有し、根元部と中央部、先端部と
中央部との間においてそれぞれ極大値をもつように流路
を形成したことを特徴とする、請求項１記載のタービン
ノズル。 - 【請求項３】幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）が翼
高さ中央部で最小点を有し、根元部と中央部、先端部と
中央部との間においてそれぞれ極大値を有し、ノズル翼
断面を周方向に移動させ湾曲したノズル流路を形成した
ことを特徴とする、請求項１記載のタービンノズル。 - 【請求項４】タービンロータの植込部に複数の動翼を列
状に配設したタービン動翼において、動翼の後端縁とそ
の動翼に隣接する動翼の背面との最短距離と環状ピッチ
の比Ｓ／Ｔから求められる幾何学的流出角α＝sin
-1（Ｓ／Ｔ）の最小値が翼高さ３０％〜６５％の範囲に
位置するようにしたことを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項５】幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）が翼
高さ中央部で最小点を有し、根元部と中央部、先端部と
中央部との間においてそれぞれ極大値をもつように流路
を形成したことを特徴とする、請求項４記載のタービン
動翼。幾何学的流出角α＝sin -1（Ｓ／Ｔ）が翼高さ中
央部で最小点を有し、根元部と中央部、先端部と中央部
との間においてそれぞれ極大値を有し、動翼断面を周方
向に移動させ湾曲した動翼流路を形成したことを特徴と
する、請求項４記載のタービン動翼。 - 【請求項６】請求項１記載のタービンノズルと請求項４
記載のタービン動翼との組合わせからなるタービン段
落。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP02548995A JP3786443B2 (ja) | 1995-02-14 | 1995-02-14 | タービンノズル、タービン動翼及びタービン段落 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP02548995A JP3786443B2 (ja) | 1995-02-14 | 1995-02-14 | タービンノズル、タービン動翼及びタービン段落 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08218803A true JPH08218803A (ja) | 1996-08-27 |
| JP3786443B2 JP3786443B2 (ja) | 2006-06-14 |
Family
ID=12167480
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP02548995A Expired - Lifetime JP3786443B2 (ja) | 1995-02-14 | 1995-02-14 | タービンノズル、タービン動翼及びタービン段落 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3786443B2 (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6126394A (en) * | 1996-12-27 | 2000-10-03 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Turbine nozzle and moving blade of axial-flow turbine |
| US6431829B1 (en) | 1999-06-03 | 2002-08-13 | Ebara Corporation | Turbine device |
| JP2011074804A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Hitachi Ltd | 蒸気タービンのノズル |
| US20140003925A1 (en) * | 2012-07-02 | 2014-01-02 | Thomas J. Praisner | Airfoil for improved flow distribution with high radial offset |
| EP2692987A1 (en) * | 2011-03-30 | 2014-02-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine |
| WO2015198622A1 (ja) * | 2014-06-26 | 2015-12-30 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼列、タービン段落及び軸流タービン |
| WO2022201932A1 (ja) * | 2021-03-24 | 2022-09-29 | 三菱パワー株式会社 | タービン、及びガスタービン |
-
1995
- 1995-02-14 JP JP02548995A patent/JP3786443B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US6126394A (en) * | 1996-12-27 | 2000-10-03 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Turbine nozzle and moving blade of axial-flow turbine |
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| WO2014007994A1 (en) | 2012-07-02 | 2014-01-09 | United Technologies Corporation | Airfoil for improved flow distribution with high radial offset |
| US9157326B2 (en) | 2012-07-02 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Airfoil for improved flow distribution with high radial offset |
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| WO2015198622A1 (ja) * | 2014-06-26 | 2015-12-30 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼列、タービン段落及び軸流タービン |
| CN106460523A (zh) * | 2014-06-26 | 2017-02-22 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮动叶列、涡轮级以及轴流涡轮 |
| US11220909B2 (en) | 2014-06-26 | 2022-01-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade row, turbine stage, and axial-flow turbine |
| WO2022201932A1 (ja) * | 2021-03-24 | 2022-09-29 | 三菱パワー株式会社 | タービン、及びガスタービン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3786443B2 (ja) | 2006-06-14 |
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