JPH0960501A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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- JPH0960501A JPH0960501A JP21765695A JP21765695A JPH0960501A JP H0960501 A JPH0960501 A JP H0960501A JP 21765695 A JP21765695 A JP 21765695A JP 21765695 A JP21765695 A JP 21765695A JP H0960501 A JPH0960501 A JP H0960501A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 簡単な構造を有し、タービン動翼の圧力損失
を低減させることは勿論、動翼の過大応力を低減し、振
動を抑制したタービン動翼を提供することにある。 【解決手段】 動翼中央付近における周方向の各断面重
心が、ロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼
腹側にずらされ、これらの各断面重心を結ぶ線がラジア
ル線に略平行に形成され、動翼根元部の周方向の断面重
心はラジアル線に対して翼背側にずらされ、この根元部
から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線
は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成され、動
翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背
側にずらされ、この先端部から中央付近にかけては、こ
れらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続
的に湾曲して形成されている。
を低減させることは勿論、動翼の過大応力を低減し、振
動を抑制したタービン動翼を提供することにある。 【解決手段】 動翼中央付近における周方向の各断面重
心が、ロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼
腹側にずらされ、これらの各断面重心を結ぶ線がラジア
ル線に略平行に形成され、動翼根元部の周方向の断面重
心はラジアル線に対して翼背側にずらされ、この根元部
から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線
は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成され、動
翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背
側にずらされ、この先端部から中央付近にかけては、こ
れらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続
的に湾曲して形成されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、軸流タービンの動
翼に関し、詳しくは、段落性能並びに信頼性を向上した
タービンの動翼に関する。
翼に関し、詳しくは、段落性能並びに信頼性を向上した
タービンの動翼に関する。
【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、内部効率の上昇のため、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次元流れ損失は、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、内部効率の上昇のため、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次元流れ損失は、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】この一般的な軸流タービンの動翼構造を示
す段落断面図を図６に示す。タービンの各段落の通路部
は、複数枚のノズル翼１がダイアフラム外輪２とダイア
フラム内輪３との間に協働して形成するノズル流路から
構成されている。また、このノズル流路の下流側には、
複数枚の動翼４が配置されている。この動翼４は、ロー
タホィール５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４の外周端には、動翼を固定するため
並びに作動流体の漏洩を防止するため、シェラウド６が
装着されている。
す段落断面図を図６に示す。タービンの各段落の通路部
は、複数枚のノズル翼１がダイアフラム外輪２とダイア
フラム内輪３との間に協働して形成するノズル流路から
構成されている。また、このノズル流路の下流側には、
複数枚の動翼４が配置されている。この動翼４は、ロー
タホィール５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４の外周端には、動翼を固定するため
並びに作動流体の漏洩を防止するため、シェラウド６が
装着されている。
【０００４】このようなタービンの段落構成において、
タービン動翼４における２次元流れの発生機構について
図７を参照しつつ説明する。高圧蒸気等の作動流体が、
隣接する動翼４の間で形成された動翼流路を流れると
き、図７に２点鎖線で示すように、この動翼流路内で円
弧状に転向して流されている。このとき、動翼４の翼背
面Ｂから翼腹面Ｆ方向に遠心成分が生じさせられる。こ
の遠心成分と動翼流路内の圧力とが平衡しているため、
翼腹面Ｆにおける静圧が高くなる一方、翼背面Ｂにおい
ては、作動流体の流速が大きいため、翼背面Ｂの圧力が
低くなる。その結果、動翼流路内においては、翼腹面Ｆ
から翼背面Ｂにかけて、翼腹面Ｆの圧力が高く翼背面Ｂ
の圧力が低いような圧力勾配が生起される。
タービン動翼４における２次元流れの発生機構について
図７を参照しつつ説明する。高圧蒸気等の作動流体が、
隣接する動翼４の間で形成された動翼流路を流れると
き、図７に２点鎖線で示すように、この動翼流路内で円
弧状に転向して流されている。このとき、動翼４の翼背
面Ｂから翼腹面Ｆ方向に遠心成分が生じさせられる。こ
の遠心成分と動翼流路内の圧力とが平衡しているため、
翼腹面Ｆにおける静圧が高くなる一方、翼背面Ｂにおい
ては、作動流体の流速が大きいため、翼背面Ｂの圧力が
低くなる。その結果、動翼流路内においては、翼腹面Ｆ
から翼背面Ｂにかけて、翼腹面Ｆの圧力が高く翼背面Ｂ
の圧力が低いような圧力勾配が生起される。
【０００５】このような圧力勾配は、図７に示すよう
に、動翼根元部の内壁側と、動翼先端部の外壁側（シェ
ラウド６）の流速の遅い層、即ち、境界層においても生
起されている。
に、動翼根元部の内壁側と、動翼先端部の外壁側（シェ
ラウド６）の流速の遅い層、即ち、境界層においても生
起されている。
【０００６】しかし、このような境界層の付近において
は、流速が小さく、作用する遠心成分も小さい。そのた
め、作動流体の流れは、翼腹面Ｆから翼背面Ｂに向かっ
て生じている圧力勾配に抗しきれず、その結果、翼腹面
Ｆから翼背面Ｂに向かう流れ、即ち、図７に示すよう
に、２次流れ７が生起される。この２次流れ７は、動翼
４の翼背面Ｂに衝突し巻き上がり、動翼４の根元部の内
壁側、及び先端部の外壁側において、２次流れ渦８ａ，
８ｂが生起される。
は、流速が小さく、作用する遠心成分も小さい。そのた
め、作動流体の流れは、翼腹面Ｆから翼背面Ｂに向かっ
て生じている圧力勾配に抗しきれず、その結果、翼腹面
Ｆから翼背面Ｂに向かう流れ、即ち、図７に示すよう
に、２次流れ７が生起される。この２次流れ７は、動翼
４の翼背面Ｂに衝突し巻き上がり、動翼４の根元部の内
壁側、及び先端部の外壁側において、２次流れ渦８ａ，
８ｂが生起される。
【０００７】このような２次流れ渦８ａ，８ｂが生起さ
れると、作動流体が保有するエネルギーの一部が散逸さ
れ、加えて、作動流体の不均一な流れが生じさせられ、
動翼性能が著しく低下されるといった問題がある。
れると、作動流体が保有するエネルギーの一部が散逸さ
れ、加えて、作動流体の不均一な流れが生じさせられ、
動翼性能が著しく低下されるといった問題がある。
【０００８】このような動翼の流路内で発生する２次流
れ渦８ａ，８ｂに起因する２次流れ損失を低減するた
め、種々のタービン動翼が研究されている。
れ渦８ａ，８ｂに起因する２次流れ損失を低減するた
め、種々のタービン動翼が研究されている。
【０００９】このような一例として、従来、図８に示す
ように、タービンの回転中心を通るラジアル線に対して
動翼９の各翼断面重心が翼腹側にずらされており、しか
も、動翼中央の断面重心が動翼先端部の断面重心からθ
１だけ傾斜され且つ動翼中央の断面重心が動翼根元部の
断面重心からθ２だけ傾斜されるように、動翼が屈曲形
状に湾曲して形成されている。このような湾曲動翼９で
は、図８に示すように、翼間流路における速度ベクトル
が、動翼根元部では内壁側の方向に流れ１０を押し付
け、動翼先端部では外壁側の方向に流れ１１を押し付け
るといった効果がある。この内壁側の流れ１０と外壁側
の流れ１１とによって境界層の成長が抑制され、その結
果、図９に示すように、動翼の圧力損失は、動翼が湾曲
されていない場合の損失（図示Ｐ１）に比べ、動翼が湾
曲されている場合の損失（図示Ｐ２）の方が低減されて
いる。
ように、タービンの回転中心を通るラジアル線に対して
動翼９の各翼断面重心が翼腹側にずらされており、しか
も、動翼中央の断面重心が動翼先端部の断面重心からθ
１だけ傾斜され且つ動翼中央の断面重心が動翼根元部の
断面重心からθ２だけ傾斜されるように、動翼が屈曲形
状に湾曲して形成されている。このような湾曲動翼９で
は、図８に示すように、翼間流路における速度ベクトル
が、動翼根元部では内壁側の方向に流れ１０を押し付
け、動翼先端部では外壁側の方向に流れ１１を押し付け
るといった効果がある。この内壁側の流れ１０と外壁側
の流れ１１とによって境界層の成長が抑制され、その結
果、図９に示すように、動翼の圧力損失は、動翼が湾曲
されていない場合の損失（図示Ｐ１）に比べ、動翼が湾
曲されている場合の損失（図示Ｐ２）の方が低減されて
いる。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】このような図８に示す
湾曲動翼では、動翼９の中央部において、翼が極端に屈
曲されているため、タービン回転中に作用する動翼自身
の遠心力によって翼背面で局部的に過大な応力が発生さ
れる。その結果、タービンの安定した運転に支障を来す
といった問題がある。また、動翼の振動抑制も要望され
ている。
湾曲動翼では、動翼９の中央部において、翼が極端に屈
曲されているため、タービン回転中に作用する動翼自身
の遠心力によって翼背面で局部的に過大な応力が発生さ
れる。その結果、タービンの安定した運転に支障を来す
といった問題がある。また、動翼の振動抑制も要望され
ている。
【００１１】本発明は、上述したような事情に鑑みてな
されたものであって、簡単な構造を有し、タービン動翼
の圧力損失を低減させることは勿論、動翼の過大応力を
低減し、振動を抑制したタービン動翼を提供することを
目的としている。
されたものであって、簡単な構造を有し、タービン動翼
の圧力損失を低減させることは勿論、動翼の過大応力を
低減し、振動を抑制したタービン動翼を提供することを
目的としている。
【００１２】
【課題を解決するための手段】上述した目的を達成する
ため、本発明の請求項１に係るタービン動翼は、タービ
ンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をおいて
列状に植設されたタービン動翼であって、動翼中央付近
における周方向の各断面重心が、ロータ回転中心から延
びるラジアル線に対して翼腹側にずらされ、これらの各
断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、動
翼根元部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背
側にずらされ、この根元部から中央付近にかけては、こ
れらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続
的に湾曲して形成され、動翼先端部の周方向の断面重心
はラジアル線に対して翼背側にずらされ、この先端部か
ら中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線
は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成されてい
ることを特徴としている。
ため、本発明の請求項１に係るタービン動翼は、タービ
ンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をおいて
列状に植設されたタービン動翼であって、動翼中央付近
における周方向の各断面重心が、ロータ回転中心から延
びるラジアル線に対して翼腹側にずらされ、これらの各
断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、動
翼根元部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背
側にずらされ、この根元部から中央付近にかけては、こ
れらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続
的に湾曲して形成され、動翼先端部の周方向の断面重心
はラジアル線に対して翼背側にずらされ、この先端部か
ら中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線
は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成されてい
ることを特徴としている。
【００１３】このように、動翼の周方向の各断面重心
が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼
根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらさ
れているため、翼間流路における速度ベクトルが、動翼
根元部では内壁側の方向に流れを押し付け、動翼先端部
では外壁側の方向に流れを押し付けることから、２次流
れ渦の生起が抑制され、圧力損失が低減されることは勿
論である。これに加えて、動翼の中央付近においては、
各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、
根元部及び先端部においては、各断面重心を結ぶ線がこ
の略平行な線に連続するようにして各々所定の曲率で形
成されているため、動翼の中央部付近の翼背面での極端
な屈曲形状が避けられ、その結果、動翼の前縁、後縁及
び翼背面での局部的な応力の発生が低減され、タービン
運転の安定性・信頼性が確保される。
が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼
根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらさ
れているため、翼間流路における速度ベクトルが、動翼
根元部では内壁側の方向に流れを押し付け、動翼先端部
では外壁側の方向に流れを押し付けることから、２次流
れ渦の生起が抑制され、圧力損失が低減されることは勿
論である。これに加えて、動翼の中央付近においては、
各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、
根元部及び先端部においては、各断面重心を結ぶ線がこ
の略平行な線に連続するようにして各々所定の曲率で形
成されているため、動翼の中央部付近の翼背面での極端
な屈曲形状が避けられ、その結果、動翼の前縁、後縁及
び翼背面での局部的な応力の発生が低減され、タービン
運転の安定性・信頼性が確保される。
【００１４】また、請求項２に係るタービン動翼は、タ
ービンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をお
いて列状に植設されたタービン動翼であって、動翼中央
付近における周方向の各断面重心が、ロータ回転中心か
ら延びるラジアル線に対して翼腹側にずらされ、動翼根
元部および動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線
に対して翼背側にずらされ、動翼根元部から中央付近を
介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線
は、所定の曲率に沿って湾曲して形成されていることを
特徴としている。
ービンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をお
いて列状に植設されたタービン動翼であって、動翼中央
付近における周方向の各断面重心が、ロータ回転中心か
ら延びるラジアル線に対して翼腹側にずらされ、動翼根
元部および動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線
に対して翼背側にずらされ、動翼根元部から中央付近を
介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線
は、所定の曲率に沿って湾曲して形成されていることを
特徴としている。
【００１５】この場合にも、動翼の周方向の各断面重心
が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼
根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらさ
れているため、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失
が低減されることは勿論である。さらに、動翼根元部か
ら中央付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線
が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼の中央
部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の
前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼
根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらさ
れているため、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失
が低減されることは勿論である。さらに、動翼根元部か
ら中央付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線
が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼の中央
部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の
前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
【００１６】さらに、請求項３に係るタービン動翼は、
動翼の周方向の各断面重心がラジアル線に対して翼背側
にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされて
いる場合を負値と規定した場合、 α＜０＜β≦γ に設定され、ここでαは、動翼中央付近の各断面重心の
ずれ量（Ｌｐ）であり、βは、動翼先端部の各断面重心
のずれ量（Ｌｔ）であり、γは、動翼根元部の各断面重
心のずれ量（Ｌｒ）であることを特徴としている。
動翼の周方向の各断面重心がラジアル線に対して翼背側
にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされて
いる場合を負値と規定した場合、 α＜０＜β≦γ に設定され、ここでαは、動翼中央付近の各断面重心の
ずれ量（Ｌｐ）であり、βは、動翼先端部の各断面重心
のずれ量（Ｌｔ）であり、γは、動翼根元部の各断面重
心のずれ量（Ｌｒ）であることを特徴としている。
【００１７】これにより、２次流れ渦の生起が確実に抑
制されている。
制されている。
【００１８】さらに、請求項４に係るタービン動翼は、
動翼中央付近における軸方向の各断面重心が、ロータホ
ィールの中心線に対して下流側にずらされ、動翼根元部
および動翼先端部の軸方向の断面重心は上記中心線に対
して上流側にずらされ、動翼根元部から中央付近を介し
て先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所
定の曲率に沿って湾曲して形成されていることを特徴と
している。
動翼中央付近における軸方向の各断面重心が、ロータホ
ィールの中心線に対して下流側にずらされ、動翼根元部
および動翼先端部の軸方向の断面重心は上記中心線に対
して上流側にずらされ、動翼根元部から中央付近を介し
て先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所
定の曲率に沿って湾曲して形成されていることを特徴と
している。
【００１９】このように、請求項１乃至３のように湾曲
された動翼に、タービンの周方向だけでなく、軸方向に
おいても、動翼の各断面重心が、中央付近でロータホィ
ールの中心線の下流側に、動翼根元部及び先端部で中心
線の上流側にずらされているため、２次流れ渦の生起が
確実に抑制される。さらに、これら各断面重心を結ぶ線
が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼での局
所的な応力の発生が低減される。
された動翼に、タービンの周方向だけでなく、軸方向に
おいても、動翼の各断面重心が、中央付近でロータホィ
ールの中心線の下流側に、動翼根元部及び先端部で中心
線の上流側にずらされているため、２次流れ渦の生起が
確実に抑制される。さらに、これら各断面重心を結ぶ線
が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼での局
所的な応力の発生が低減される。
【００２０】さらに、請求項５に係るタービン動翼は、
動翼とこれの外周のインテグラルカバーとが一体に構成
されたタービンのスナッバ動翼であり、一つのインテグ
ラルカバーとこれに隣接するインテグラルカバーとの接
合端部がラジアル線に対して傾斜して形成されているこ
とを特徴としている。
動翼とこれの外周のインテグラルカバーとが一体に構成
されたタービンのスナッバ動翼であり、一つのインテグ
ラルカバーとこれに隣接するインテグラルカバーとの接
合端部がラジアル線に対して傾斜して形成されているこ
とを特徴としている。
【００２１】このように、請求項１乃至４のように湾曲
された動翼に、接合端部がラジアル線に対して傾斜され
たスナッバ動翼が組み合わされているため、タービン回
転時に自動的に隣接する接合端部に面圧を与えることが
可能になり、これにより、動翼の振動を減衰させること
ができる。
された動翼に、接合端部がラジアル線に対して傾斜され
たスナッバ動翼が組み合わされているため、タービン回
転時に自動的に隣接する接合端部に面圧を与えることが
可能になり、これにより、動翼の振動を減衰させること
ができる。
【００２２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態に係るタ
ービン動翼を図面を参照しつつ説明する。
ービン動翼を図面を参照しつつ説明する。
【００２３】先ず、図１（ａ）乃至（ｄ）を参照して、
第１実施形態に係るタービン動翼を説明する。
第１実施形態に係るタービン動翼を説明する。
【００２４】本実施形態では、図１（ａ）に示すよう
に、動翼１２の中央付近においては、周方向の各断面重
心は、ロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼
腹側にずらされている。さらに、この中央付近において
は、各断面重心を結ぶ線は、ラジアル線に平行で直線に
形成されている。
に、動翼１２の中央付近においては、周方向の各断面重
心は、ロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼
腹側にずらされている。さらに、この中央付近において
は、各断面重心を結ぶ線は、ラジアル線に平行で直線に
形成されている。
【００２５】各断面重心がラジアル線に対して、翼背側
にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされて
いる場合を負値と規定した場合、中央付近の各断面重心
のずれ量は、マイナスとなり、図１（ａ）に示すよう
に、−Ｌｐと表す。この中央付近の翼断面は、図１
（ｃ）に示されている。
にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされて
いる場合を負値と規定した場合、中央付近の各断面重心
のずれ量は、マイナスとなり、図１（ａ）に示すよう
に、−Ｌｐと表す。この中央付近の翼断面は、図１
（ｃ）に示されている。
【００２６】また、動翼根元部においては、その周方向
の断面重心は、ラジアル線に対して翼背側に＋Ｌｒだけ
ずらされ、この根元部から中央付近にかけては、これら
の各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率Ｒｒに沿って連続
的に湾曲して形成されている。この動翼根元部の翼断面
は、図１（ｄ）に示されている。
の断面重心は、ラジアル線に対して翼背側に＋Ｌｒだけ
ずらされ、この根元部から中央付近にかけては、これら
の各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率Ｒｒに沿って連続
的に湾曲して形成されている。この動翼根元部の翼断面
は、図１（ｄ）に示されている。
【００２７】さらに、動翼先端部においては、その周方
向の断面重心は、ラジアル線に対して翼背側に＋Ｌｔだ
けずらされ、この先端部から中央付近にかけては、これ
らの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率Ｒｔに沿って連
続的に湾曲して形成されており、この動翼先端部の翼断
面は、図１（ｂ）に示されている。
向の断面重心は、ラジアル線に対して翼背側に＋Ｌｔだ
けずらされ、この先端部から中央付近にかけては、これ
らの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率Ｒｔに沿って連
続的に湾曲して形成されており、この動翼先端部の翼断
面は、図１（ｂ）に示されている。
【００２８】このような重心の位置ずれ量は、動翼６が
回転する際に遠心力によって発生する動翼の各部位の応
力から決定される。即ち、２次流れ渦を減少させるため
には重心の位置ずれ量が大きくされる方がよく、応力低
減のためには重心の位置ずれ量が小さくされる方がよ
い。これらのバランスを取り、各断面重心の位置ずれ量
は、次式に示すように、 α＜０＜β≦γ に設定され、ここでαは、動翼中央付近の各断面重心の
ずれ量（Ｌｐ）であり、βは、動翼先端部の各断面重心
のずれ量（Ｌｔ）であり、γは、動翼根元部の各断面重
心のずれ量（Ｌｒ）である。
回転する際に遠心力によって発生する動翼の各部位の応
力から決定される。即ち、２次流れ渦を減少させるため
には重心の位置ずれ量が大きくされる方がよく、応力低
減のためには重心の位置ずれ量が小さくされる方がよ
い。これらのバランスを取り、各断面重心の位置ずれ量
は、次式に示すように、 α＜０＜β≦γ に設定され、ここでαは、動翼中央付近の各断面重心の
ずれ量（Ｌｐ）であり、βは、動翼先端部の各断面重心
のずれ量（Ｌｔ）であり、γは、動翼根元部の各断面重
心のずれ量（Ｌｒ）である。
【００２９】次に、図２に、従来の湾曲動翼と本実施形
態の湾曲動翼との応力解析結果の比較を示す。
態の湾曲動翼との応力解析結果の比較を示す。
【００３０】従来の湾曲動翼では、動翼根元部の前縁と
後縁（図示のａ点、ｂ点）で引張応力が大となり、ま
た、動翼中央付近において、翼背面（図示のｃ点）にお
いても引張応力が大きくなっている。そのため、従来の
湾曲動翼では、応力的な問題があった。
後縁（図示のａ点、ｂ点）で引張応力が大となり、ま
た、動翼中央付近において、翼背面（図示のｃ点）にお
いても引張応力が大きくなっている。そのため、従来の
湾曲動翼では、応力的な問題があった。
【００３１】これに対して、本実施形態では、動翼中央
付近において、翼背面での極端な屈曲を避け、ラジアル
線と平行になるように、各断面重心のずれが規定され、
また、重心ずれ量が規定されているため、図２（ｂ）に
実践で示す動翼前縁、後縁及び翼背面応力が低減され
る。
付近において、翼背面での極端な屈曲を避け、ラジアル
線と平行になるように、各断面重心のずれが規定され、
また、重心ずれ量が規定されているため、図２（ｂ）に
実践で示す動翼前縁、後縁及び翼背面応力が低減され
る。
【００３２】このように、湾曲動翼において翼断面重心
のずれが上記のように規定されているため、動翼での圧
力損失が低減されるだけでなく、動翼での応力が低減さ
れ、タービン運転上の高い信頼性を確保することができ
る。
のずれが上記のように規定されているため、動翼での圧
力損失が低減されるだけでなく、動翼での応力が低減さ
れ、タービン運転上の高い信頼性を確保することができ
る。
【００３３】次に、図３を参照して、第２実施形態に係
るタービン動翼を説明する。
るタービン動翼を説明する。
【００３４】本実施形態では、各断面重心のずれは、第
１実施形態と同様に、動翼１２の中央付近においては、
周方向の各断面重心は、ロータ回転中心から延びるラジ
アル線に対して翼腹側にずらされ、根元部及び先端部に
おいては、各断面重心は、各々、＋Ｌｒ，＋Ｌｔだけ、
ラジアル線に対して翼背側にずらされている。
１実施形態と同様に、動翼１２の中央付近においては、
周方向の各断面重心は、ロータ回転中心から延びるラジ
アル線に対して翼腹側にずらされ、根元部及び先端部に
おいては、各断面重心は、各々、＋Ｌｒ，＋Ｌｔだけ、
ラジアル線に対して翼背側にずらされている。
【００３５】また、翼背面における応力低減を行うため
には、局部的な屈曲を避けることが好ましい。そのた
め、本実施形態では、各断面重心を結ぶ線は、根元部か
ら中央付近を介して先端部にかけて、所定の曲率Ｒによ
り湾曲して形成されている。
には、局部的な屈曲を避けることが好ましい。そのた
め、本実施形態では、各断面重心を結ぶ線は、根元部か
ら中央付近を介して先端部にかけて、所定の曲率Ｒによ
り湾曲して形成されている。
【００３６】この場合にも、動翼１２の周方向の各断面
重心が、中央付近においてラジアル線の翼腹側に、根元
部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされて
いるため、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失が低
減されることは勿論であるが、さらに、根元部から中央
付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線が所定
の曲率Ｒに沿って形成されているため、動翼１２の中央
部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の
前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
重心が、中央付近においてラジアル線の翼腹側に、根元
部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされて
いるため、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失が低
減されることは勿論であるが、さらに、根元部から中央
付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線が所定
の曲率Ｒに沿って形成されているため、動翼１２の中央
部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の
前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
【００３７】次に、図４を参照して、本発明の第３実施
形態に係るタービン動翼を説明する。
形態に係るタービン動翼を説明する。
【００３８】上述した実施形態では、周方向の断面重心
が位置ずれされているのに対し、本実施形態は、更に軸
方向の断面重心が位置ずれされたいわゆるスキュー動翼
１３に関するものである。
が位置ずれされているのに対し、本実施形態は、更に軸
方向の断面重心が位置ずれされたいわゆるスキュー動翼
１３に関するものである。
【００３９】すなわち、本実施形態では、図４に示すよ
うに、スキュー動翼１３の中央付近において、その軸方
向の各断面重心が、ロータホィールの中心線に対して＋
Ｓｐだけ下流側にずらされ、根元部および動翼先端部に
おいては、その軸方向の断面重心は、上記中心線に対し
て、各々、−Ｓｒ，−Ｓｔだけ上流側にずらされてい
る。さらに、根元部から中央付近を介して先端部にかけ
て、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿っ
て湾曲して形成されている。これらの位置ずれ量は、Ｓ
ｒ≦Ｓｔ＜Ｓｐに設定されている。
うに、スキュー動翼１３の中央付近において、その軸方
向の各断面重心が、ロータホィールの中心線に対して＋
Ｓｐだけ下流側にずらされ、根元部および動翼先端部に
おいては、その軸方向の断面重心は、上記中心線に対し
て、各々、−Ｓｒ，−Ｓｔだけ上流側にずらされてい
る。さらに、根元部から中央付近を介して先端部にかけ
て、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿っ
て湾曲して形成されている。これらの位置ずれ量は、Ｓ
ｒ≦Ｓｔ＜Ｓｐに設定されている。
【００４０】上述した第１及び第２実施形態では、周方
向の断面重心が位置ずれされているが、速度ベクトルを
動翼の内壁側、外壁側に向け２次流れ渦を減少させるた
めには、周方向の断面重心の位置ずれ量（Ｌｒ，Ｌｐ，
Ｌｔ）の規定値が大きくされるのが効果的である。しか
しながら、翼断面の応力的制限から重心の位置ずれ量が
制限されるため、本実施形態のように、軸方向の断面重
心が位置ずれしたスキュー動翼を組み合わせることによ
り、内壁側の流れ１４（図４（ａ））及び外壁側の流れ
１５（図４（ａ））が更に追加されさらなる動翼の圧力
損失の低減が達成される。さらに、このスキュー動翼１
３は、軸方向の翼断面剛性が高いため、周方向に断面重
心が位置ずれされた場合に比べ、遠心力による応力増加
が少ないといった利点もある。そのため、このようなス
キュー動翼１３と、周方向に断面重心が位置ずれされた
動翼とを組み合わせることが一層効果的である。
向の断面重心が位置ずれされているが、速度ベクトルを
動翼の内壁側、外壁側に向け２次流れ渦を減少させるた
めには、周方向の断面重心の位置ずれ量（Ｌｒ，Ｌｐ，
Ｌｔ）の規定値が大きくされるのが効果的である。しか
しながら、翼断面の応力的制限から重心の位置ずれ量が
制限されるため、本実施形態のように、軸方向の断面重
心が位置ずれしたスキュー動翼を組み合わせることによ
り、内壁側の流れ１４（図４（ａ））及び外壁側の流れ
１５（図４（ａ））が更に追加されさらなる動翼の圧力
損失の低減が達成される。さらに、このスキュー動翼１
３は、軸方向の翼断面剛性が高いため、周方向に断面重
心が位置ずれされた場合に比べ、遠心力による応力増加
が少ないといった利点もある。そのため、このようなス
キュー動翼１３と、周方向に断面重心が位置ずれされた
動翼とを組み合わせることが一層効果的である。
【００４１】次に、図５を参照して、本発明の第４実施
形態に係るタービン動翼を説明する。
形態に係るタービン動翼を説明する。
【００４２】本実施形態は、周方向の断面重心が位置ず
れした動翼に、動翼の振動を抑制するスナッバ動翼を組
み合わせたものに関する。
れした動翼に、動翼の振動を抑制するスナッバ動翼を組
み合わせたものに関する。
【００４３】このスナッバ動翼は、図５に示すように、
動翼１６とこれの外周のインテグラルカバー１７とが一
体に構成されたものである。さらに、本実施形態では、
一つのインテグラルカバー１７とこれに隣接するインテ
グラルカバー１７との接合端部１８がラジアル線に対し
て傾斜して形成されている。
動翼１６とこれの外周のインテグラルカバー１７とが一
体に構成されたものである。さらに、本実施形態では、
一つのインテグラルカバー１７とこれに隣接するインテ
グラルカバー１７との接合端部１８がラジアル線に対し
て傾斜して形成されている。
【００４４】従来、スナッバ動翼は、周方向の各断面重
心が位置ずれした動翼には採用されておらず、この断面
重心が位置ずれされていない動翼にのみ採用されてお
り、動翼組み込み作業時に、強制的に外力を加え、隣接
する接合端部１８に面圧が与えられていた。
心が位置ずれした動翼には採用されておらず、この断面
重心が位置ずれされていない動翼にのみ採用されてお
り、動翼組み込み作業時に、強制的に外力を加え、隣接
する接合端部１８に面圧が与えられていた。
【００４５】本発明に係るような周方向の各断面重心が
位置ずれされた動翼の場合に、上記のように、接合端部
１８がラジアル軸線に対して傾斜されていると、タービ
ン回転中にインテグラルカバー１７が回転変位し、ター
ビン回転時に自動的に隣接する接合端部１８に面圧を与
えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰
させることができる。従って、周方向の各断面重心が位
置ずれされた動翼に、本実施形態に係るスナッバ動翼を
組み合わせることが効果的である。これにより、タービ
ンの性能向上と同時に、動翼の振動を減衰することがで
きる。
位置ずれされた動翼の場合に、上記のように、接合端部
１８がラジアル軸線に対して傾斜されていると、タービ
ン回転中にインテグラルカバー１７が回転変位し、ター
ビン回転時に自動的に隣接する接合端部１８に面圧を与
えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰
させることができる。従って、周方向の各断面重心が位
置ずれされた動翼に、本実施形態に係るスナッバ動翼を
組み合わせることが効果的である。これにより、タービ
ンの性能向上と同時に、動翼の振動を減衰することがで
きる。
【００４６】なお、本発明は、上述した実施形態に限定
されないのは勿論であり、種々変形可能である。
されないのは勿論であり、種々変形可能である。
【００４７】
【発明の効果】以上述べたように、請求項１では、動翼
の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジア
ル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジア
ル線の翼背側にずらされているため、翼間流路における
速度ベクトルが、動翼根元部では内壁側の方向に流れを
押し付け、動翼先端部では外壁側の方向に流れを押し付
けることから、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失
が低減されることは勿論である。これに加えて、動翼の
中央付近においては、各断面重心を結ぶ線がラジアル線
に略平行に形成され、根元部及び先端部においては、各
断面重心を結ぶ線がこの略平行な線に連続するようにし
て各々所定の曲率で形成されているため、動翼の中央部
付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、その結
果、動翼の前縁、後縁及び翼背面での局部的な応力の発
生が低減され、タービン運転の安定性・信頼性が確保さ
れる。
の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジア
ル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジア
ル線の翼背側にずらされているため、翼間流路における
速度ベクトルが、動翼根元部では内壁側の方向に流れを
押し付け、動翼先端部では外壁側の方向に流れを押し付
けることから、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失
が低減されることは勿論である。これに加えて、動翼の
中央付近においては、各断面重心を結ぶ線がラジアル線
に略平行に形成され、根元部及び先端部においては、各
断面重心を結ぶ線がこの略平行な線に連続するようにし
て各々所定の曲率で形成されているため、動翼の中央部
付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、その結
果、動翼の前縁、後縁及び翼背面での局部的な応力の発
生が低減され、タービン運転の安定性・信頼性が確保さ
れる。
【００４８】また、請求項２では、この場合にも、動翼
の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジア
ル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジア
ル線の翼背側にずらされているため、２次流れ渦の生起
が抑制され、圧力損失が低減されることは勿論である。
さらに、動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけ
て各断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されて
いるため、動翼の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形
状が避けられ、動翼の前縁、後縁等での局部的な応力の
発生が低減される。
の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジア
ル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジア
ル線の翼背側にずらされているため、２次流れ渦の生起
が抑制され、圧力損失が低減されることは勿論である。
さらに、動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけ
て各断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されて
いるため、動翼の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形
状が避けられ、動翼の前縁、後縁等での局部的な応力の
発生が低減される。
【００４９】さらに、請求項３では、２次流れ渦の生起
が確実に抑制されている。
が確実に抑制されている。
【００５０】さらに、請求項４では、タービンの周方向
でなく、軸方向においても、動翼の各断面重心が、中央
付近でロータホィールの中心線の下流側に、動翼根元部
及び先端部で中心線の上流側にずらされているため、２
次流れ渦の生起が確実に抑制される。さらに、これら各
断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されている
ため、動翼での局所的な応力の発生が低減される。
でなく、軸方向においても、動翼の各断面重心が、中央
付近でロータホィールの中心線の下流側に、動翼根元部
及び先端部で中心線の上流側にずらされているため、２
次流れ渦の生起が確実に抑制される。さらに、これら各
断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されている
ため、動翼での局所的な応力の発生が低減される。
【００５１】さらに、請求項５では、請求項１乃至４の
ように湾曲された動翼に、接合端部がラジアル線に対し
て傾斜されたスナッバ動翼が組み合わされているため、
タービン回転時に自動的に隣接する接合端部に面圧を与
えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰
させることができる。
ように湾曲された動翼に、接合端部がラジアル線に対し
て傾斜されたスナッバ動翼が組み合わされているため、
タービン回転時に自動的に隣接する接合端部に面圧を与
えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰
させることができる。
【図１】図１（ａ）は、本発明の第１実施形態に係るタ
ービン動翼を軸方向から視た図であり、図１（ｂ）乃至
（ｄ）は、各々、先端部、中央付近、根元部の周方向の
断面図である。
ービン動翼を軸方向から視た図であり、図１（ｂ）乃至
（ｄ）は、各々、先端部、中央付近、根元部の周方向の
断面図である。
【図２】図２（ａ）は、従来の湾曲動翼の模式図であ
り、図２（ｂ）は、従来の湾曲動翼と第１実施形態の湾
曲動翼との応力解析結果の比較を示すグラフである。
り、図２（ｂ）は、従来の湾曲動翼と第１実施形態の湾
曲動翼との応力解析結果の比較を示すグラフである。
【図３】本発明の第２実施形態に係るタービン動翼を軸
方向から視た図である。
方向から視た図である。
【図４】図４（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタ
ービン動翼をタービン側部から視た図であり、図４
（ｂ）は、先端部、中央付近、根元部の周方向の断面図
である。
ービン動翼をタービン側部から視た図であり、図４
（ｂ）は、先端部、中央付近、根元部の周方向の断面図
である。
【図５】図５（ａ）は、本発明の第４実施形態に係るタ
ービン動翼を軸方向から視た図であり、図５（ｂ）は、
図５（ａ）のタービン動翼の平面図である。
ービン動翼を軸方向から視た図であり、図５（ｂ）は、
図５（ａ）のタービン動翼の平面図である。
【図６】従来のタービンの側方断面図である。
【図７】従来の動翼流路内で発生する２次流れを説明す
る図である。
る図である。
【図８】従来の湾曲動翼を示す模式図である。
【図９】従来の湾曲動翼による圧力損失低減を示すグラ
フである。
フである。
１ ノズル翼 ２ ダイアフラム外輪 ３ ダイアフラム内輪 ５ ロータホィール ６ シェラウド ７ ２次流れ ８ ２次流れ渦 １２ 湾曲動翼 １３ スキュー動翼 １６ スナッバ動翼 １７ インテグラルカバー １８ 接合端面 Ｂ 翼背面 Ｆ 翼腹面
Claims (5)
- 【請求項１】タービンのロータホィールの外周に周方向
に所定間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であ
って、 動翼中央付近における周方向の各断面重心が、ロータ回
転中心から延びるラジアル線に対して翼腹側にずらさ
れ、これらの各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行
に形成され、 動翼根元部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼
背側にずらされ、この根元部から中央付近にかけては、
これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連
続的に湾曲して形成され、 動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼
背側にずらされ、この先端部から中央付近にかけては、
これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連
続的に湾曲して形成されていることを特徴とするタービ
ン動翼。 - 【請求項２】タービンのロータホィールの外周に周方向
に所定間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であ
って、 動翼中央付近における周方向の各断面重心が、ロータ回
転中心から延びるラジアル線に対して翼腹側にずらさ
れ、 動翼根元部および動翼先端部の周方向の断面重心はラジ
アル線に対して翼背側にずらされ、 動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これ
らの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲し
て形成されていることを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項３】動翼の周方向の各断面重心がラジアル線に
対して翼背側にずらされている場合を正値とし、翼腹側
にずらされている場合を負値と規定した場合、 α＜０＜β≦γ に設定され、ここでαは、動翼中央付近の各断面重心の
ずれ量（Ｌｐ）であり、βは、動翼先端部の各断面重心
のずれ量（Ｌｔ）であり、γは、動翼根元部の各断面重
心のずれ量（Ｌｒ）であることを特徴とする請求項１又
は２に記載のタービン動翼。 - 【請求項４】動翼中央付近における軸方向の各断面重心
が、ロータホィールの中心線に対して下流側にずらさ
れ、 動翼根元部および動翼先端部の軸方向の断面重心は上記
中心線に対して上流側にずらされ、 動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これ
らの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲し
て形成されている請求項１乃至３のいずれか１項に記載
のタービン動翼。 - 【請求項５】動翼とこれの外周のインテグラルカバーと
が一体に構成されたタービンのスナッバ動翼であり、 一つのインテグラルカバーとこれに隣接するインテグラ
ルカバーとの接合端部がラジアル線に対して傾斜して形
成されていることを特徴とする請求項１乃至４のいずれ
か１項に記載のタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21765695A JP3697296B2 (ja) | 1995-08-25 | 1995-08-25 | タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21765695A JP3697296B2 (ja) | 1995-08-25 | 1995-08-25 | タービン動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0960501A true JPH0960501A (ja) | 1997-03-04 |
| JP3697296B2 JP3697296B2 (ja) | 2005-09-21 |
Family
ID=16707671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21765695A Expired - Lifetime JP3697296B2 (ja) | 1995-08-25 | 1995-08-25 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3697296B2 (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6358003B2 (en) | 1998-03-23 | 2002-03-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co. Kg | Rotor blade an axial-flow engine |
| WO2005026501A1 (ja) * | 2003-09-10 | 2005-03-24 | Hitachi, Ltd. | タービン動翼 |
| JP2007270837A (ja) * | 2006-03-30 | 2007-10-18 | Snecma | 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械 |
| JP2010196563A (ja) * | 2009-02-25 | 2010-09-09 | Hitachi Ltd | 遷音速翼 |
| JP2014528552A (ja) * | 2011-10-13 | 2014-10-27 | スネクマ | 湾曲部を含むターボ機械センターブレード |
| JP2018527504A (ja) * | 2015-08-11 | 2018-09-20 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | ターボ機械ロータブレード |
| CN112065652A (zh) * | 2020-09-10 | 2020-12-11 | 中材科技风电叶片股份有限公司 | 风电机组、风电叶片及其叶片主动质量分布控制装置 |
| WO2020249914A1 (fr) | 2019-06-14 | 2020-12-17 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine avec talon optimisé et procédé d'optimisation d'un profil d'aube |
-
1995
- 1995-08-25 JP JP21765695A patent/JP3697296B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6358003B2 (en) | 1998-03-23 | 2002-03-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co. Kg | Rotor blade an axial-flow engine |
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| US8425185B2 (en) | 2009-02-25 | 2013-04-23 | Hitachi, Ltd. | Transonic blade |
| JP2014528552A (ja) * | 2011-10-13 | 2014-10-27 | スネクマ | 湾曲部を含むターボ機械センターブレード |
| JP2018527504A (ja) * | 2015-08-11 | 2018-09-20 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | ターボ機械ロータブレード |
| US10801516B2 (en) | 2015-08-11 | 2020-10-13 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine rotor blade |
| WO2020249914A1 (fr) | 2019-06-14 | 2020-12-17 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine avec talon optimisé et procédé d'optimisation d'un profil d'aube |
| FR3097262A1 (fr) * | 2019-06-14 | 2020-12-18 | Safran Aircraft Engines Pi (Aji) | Aube de turbomachine avec talon optimise et procede d’optimisation d’un profil d’aube |
| CN114080489A (zh) * | 2019-06-14 | 2022-02-22 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于涡轮发动机的具有优化的根部的桨叶以及用于优化桨叶轮廓的方法 |
| CN114080489B (zh) * | 2019-06-14 | 2024-06-14 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于涡轮发动机的具有优化的根部的桨叶以及用于优化桨叶轮廓的方法 |
| CN112065652A (zh) * | 2020-09-10 | 2020-12-11 | 中材科技风电叶片股份有限公司 | 风电机组、风电叶片及其叶片主动质量分布控制装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3697296B2 (ja) | 2005-09-21 |
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