JPH10131707A - 軸流型タービン翼群 - Google Patents
軸流型タービン翼群Info
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- JPH10131707A JPH10131707A JP28535596A JP28535596A JPH10131707A JP H10131707 A JPH10131707 A JP H10131707A JP 28535596 A JP28535596 A JP 28535596A JP 28535596 A JP28535596 A JP 28535596A JP H10131707 A JPH10131707 A JP H10131707A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】多段落で構成される軸流タービンの各段落にお
いて翼長や翼枚数が変わっても側壁損失の低減が図ら
れ、かつ下流に位置する翼への流体入射角が制御されて
最適な流体フローパターンとなり、タービンの効率を向
上させることが可能な軸流型タービンの翼群を提供す
る。 【解決手段】作動流体が流通する環状翼列流路内に、周
方向および軸方向に並設配置された複数個のタービン翼
を備え、前記各タービン翼が翼圧力面を周方向に突き出
すように湾曲形成されている軸流型タービン翼群におい
て、前記タービン翼の周方向ピッチをｔとし、周方向突
き出し量をδｃとしたとき、翼の枚数および翼の長さの
大小にかかわらずδｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保つよ
うに形成した。
いて翼長や翼枚数が変わっても側壁損失の低減が図ら
れ、かつ下流に位置する翼への流体入射角が制御されて
最適な流体フローパターンとなり、タービンの効率を向
上させることが可能な軸流型タービンの翼群を提供す
る。 【解決手段】作動流体が流通する環状翼列流路内に、周
方向および軸方向に並設配置された複数個のタービン翼
を備え、前記各タービン翼が翼圧力面を周方向に突き出
すように湾曲形成されている軸流型タービン翼群におい
て、前記タービン翼の周方向ピッチをｔとし、周方向突
き出し量をδｃとしたとき、翼の枚数および翼の長さの
大小にかかわらずδｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保つよ
うに形成した。
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は軸流型タービン翼群
の改良に係わり、特に環状翼列流路内に複数個配置され
たタービンの翼が、周方向に翼圧力面を突き出すように
湾曲形成されている三次元設計翼のタービン翼群に関す
るものである。
の改良に係わり、特に環状翼列流路内に複数個配置され
たタービンの翼が、周方向に翼圧力面を突き出すように
湾曲形成されている三次元設計翼のタービン翼群に関す
るものである。
【０００２】
【従来の技術】軸流タービンの三次元的な設計に基づく
翼構造の従来例としては、静翼を例にとれば、同一翼断
面形状を単に半径方向に直線的に積み上げたものの他
に、例えば、An Investivation of Leaned Nozzle Effe
cts on Low Pressure Steam Turbine Efficiencies, Pr
oc. of the Advances in Steam Turbine Technology fo
rPower Generation PWR-Vol.10 ASME Power division
に記載されているような静翼を動翼回転方向に単純に傾
ける構造のものがある。これは、蒸気タービン低圧段の
ような翼長の長い静翼において、根元部のはく離を抑え
ることを意図したものである。
翼構造の従来例としては、静翼を例にとれば、同一翼断
面形状を単に半径方向に直線的に積み上げたものの他
に、例えば、An Investivation of Leaned Nozzle Effe
cts on Low Pressure Steam Turbine Efficiencies, Pr
oc. of the Advances in Steam Turbine Technology fo
rPower Generation PWR-Vol.10 ASME Power division
に記載されているような静翼を動翼回転方向に単純に傾
ける構造のものがある。これは、蒸気タービン低圧段の
ような翼長の長い静翼において、根元部のはく離を抑え
ることを意図したものである。
【０００３】また、The Influence of Blade Lean on T
urbine Losses, ASME Paper No.90-GT-55 に記載されて
いるような静翼の後縁線を軸方向からみて翼の高さ方向
に対称となる弓形形状をした構造のものもある。これ
は、静翼の翼間側壁近傍に発生する二次流れ渦の発達を
抑制することを意図するものである。
urbine Losses, ASME Paper No.90-GT-55 に記載されて
いるような静翼の後縁線を軸方向からみて翼の高さ方向
に対称となる弓形形状をした構造のものもある。これ
は、静翼の翼間側壁近傍に発生する二次流れ渦の発達を
抑制することを意図するものである。
【０００４】これに対し、例えば特開平３−１８９３０
４号に記載されているような静翼の後縁線を軸方向から
みて翼の高さ方向に非対称弓形形状をした構造がある。
さらに、特開平６−８１６０３号に記載されているよう
な静翼の後縁線を軸方向からみても子午面からみても、
翼の高さ方向に非対称となる弓形形状をした構造があ
る。
４号に記載されているような静翼の後縁線を軸方向から
みて翼の高さ方向に非対称弓形形状をした構造がある。
さらに、特開平６−８１６０３号に記載されているよう
な静翼の後縁線を軸方向からみても子午面からみても、
翼の高さ方向に非対称となる弓形形状をした構造があ
る。
【０００５】以上述べてきた従来技術のうち，同一翼断
面形状を単に半径方向に直線的に積み上げた翼形状を除
いた翼は三次元設計翼などと呼ばれ、静翼根元部のはく
離や静翼の側壁近傍に発達する境界層や二次流れ渦を効
果的に抑制する手段となる。しかし、これらの三次元設
計翼のうち周方向に翼圧力面を突き出すように湾曲させ
るバウ翼と呼ばれる三次元設計翼では、突き出し量の大
きさによってタービン段落の反動度や下流に位置する翼
への入射角が変化するため、その突き出し量に基づいた
バウ翼と呼ばれる三次元設計翼の相似パラメータを見出
し制御してやる必要がある。
面形状を単に半径方向に直線的に積み上げた翼形状を除
いた翼は三次元設計翼などと呼ばれ、静翼根元部のはく
離や静翼の側壁近傍に発達する境界層や二次流れ渦を効
果的に抑制する手段となる。しかし、これらの三次元設
計翼のうち周方向に翼圧力面を突き出すように湾曲させ
るバウ翼と呼ばれる三次元設計翼では、突き出し量の大
きさによってタービン段落の反動度や下流に位置する翼
への入射角が変化するため、その突き出し量に基づいた
バウ翼と呼ばれる三次元設計翼の相似パラメータを見出
し制御してやる必要がある。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】軸流タービンの翼間流
路では、翼前縁部での三次元的な流れはく離や流路の曲
がりにより遠心力により一対の二次流れ渦が発生する。
また、側壁上には境界層も発達する。二次流れ渦や境界
層は翼間流れの流体損失の原因となる。
路では、翼前縁部での三次元的な流れはく離や流路の曲
がりにより遠心力により一対の二次流れ渦が発生する。
また、側壁上には境界層も発達する。二次流れ渦や境界
層は翼間流れの流体損失の原因となる。
【０００７】これらを抑制することを目的として前述し
た三次元設計翼が考案されているわけであるが、しか
し、この三次元設計翼は側壁近傍では損失低減に効果的
ではあるものの、周方向に翼圧力面を突き出すように湾
曲させるバウ翼と呼ばれる三次元設計翼ではスパン方向
の翼負荷変化が発生するため、設計通りの流動パターン
を得ることが困難である。すなわち、タービンの反動度
や下流に位置する翼への入射角が突き出し量によって様
々に変化してしまい、機種によってはタービン効率を向
上させることができないきらいがあった。
た三次元設計翼が考案されているわけであるが、しか
し、この三次元設計翼は側壁近傍では損失低減に効果的
ではあるものの、周方向に翼圧力面を突き出すように湾
曲させるバウ翼と呼ばれる三次元設計翼ではスパン方向
の翼負荷変化が発生するため、設計通りの流動パターン
を得ることが困難である。すなわち、タービンの反動度
や下流に位置する翼への入射角が突き出し量によって様
々に変化してしまい、機種によってはタービン効率を向
上させることができないきらいがあった。
【０００８】本発明はこれに鑑みなされたもので、その
目的とするところは、多段落で構成される軸流タービン
の各段落において翼長や翼枚数が変わっても側壁損失の
低減が図られ、かつ下流に位置する翼への流体入射角が
制御されて最適な流体フローパターンとなり、タービン
の効率を向上させることが可能な軸流型タービンの翼群
を提供することにある。
目的とするところは、多段落で構成される軸流タービン
の各段落において翼長や翼枚数が変わっても側壁損失の
低減が図られ、かつ下流に位置する翼への流体入射角が
制御されて最適な流体フローパターンとなり、タービン
の効率を向上させることが可能な軸流型タービンの翼群
を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、作動
流体が流通する環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形成
されている軸流型タービン翼群において、前記タービン
翼の周方向ピッチをｔとし、周方向突き出し量をδｃと
したとき、翼の枚数および翼の長さの大小にかかわらず
δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保つように形成し所期の
目的を達成するようにしたものである。
流体が流通する環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形成
されている軸流型タービン翼群において、前記タービン
翼の周方向ピッチをｔとし、周方向突き出し量をδｃと
したとき、翼の枚数および翼の長さの大小にかかわらず
δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保つように形成し所期の
目的を達成するようにしたものである。
【００１０】またこの場合、前記Ｃ（定数）を、０.０
から０.５の範囲の関係を保つように形成したものであ
る。
から０.５の範囲の関係を保つように形成したものであ
る。
【００１１】すなわちこのように形成された軸流型ター
ビンの翼であると、翼の数や大きさに関係なく、タービ
ン翼の周方向ピッチ（ｔ）と周方向突き出し量（δｃ）
の関係，すなわちδｃ／ｔの関係が、ある定数を保つよ
うに形成されていることから、翼長方向の流出角分布は
ほぼ同じになり、すなわちタービン段落の反動度や下流
側に位置する翼列への入射角が同一条件に制御され、三
次元設計翼の損失低減効果を十分活用でき、この結果タ
ービン段落効率を向上させることができるのである。
ビンの翼であると、翼の数や大きさに関係なく、タービ
ン翼の周方向ピッチ（ｔ）と周方向突き出し量（δｃ）
の関係，すなわちδｃ／ｔの関係が、ある定数を保つよ
うに形成されていることから、翼長方向の流出角分布は
ほぼ同じになり、すなわちタービン段落の反動度や下流
側に位置する翼列への入射角が同一条件に制御され、三
次元設計翼の損失低減効果を十分活用でき、この結果タ
ービン段落効率を向上させることができるのである。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下図示した実施例に基づいて本
発明を詳細に説明するが、まず初めに、翼を周方向に翼
圧力面を突き出すように湾曲させた三次元設計翼の相似
パラメータを提供するために、翼流出角が同一になる条
件について説明する。流出角は、翼を周方向に翼圧力面
を突き出すように湾曲させた三次元設計翼の効果を現す
代表的な量である。すなわち、上記三次元設計翼では、
翼負荷をスパン方向に変化させるため、それに伴って流
出角は変化する。
発明を詳細に説明するが、まず初めに、翼を周方向に翼
圧力面を突き出すように湾曲させた三次元設計翼の相似
パラメータを提供するために、翼流出角が同一になる条
件について説明する。流出角は、翼を周方向に翼圧力面
を突き出すように湾曲させた三次元設計翼の効果を現す
代表的な量である。すなわち、上記三次元設計翼では、
翼負荷をスパン方向に変化させるため、それに伴って流
出角は変化する。
【００１３】したがって、流出角の変化割合を調べるこ
とで三次元設計翼の効果の度合いを知ることができる。
図１は、軸流タービンの翼を下流側から見た図で、上部
ダイヤフラム１と下部ダイヤフラム２の間に複数個の翼
がある。翼圧力面を突き出すように湾曲させた三次元設
計翼の後縁３は、図１に示すような湾曲形状となる。破
線４は、翼根元部から半径方向に放射状に伸ばした直線
で、翼長はＨ、最大突き出し量はδｃ、翼根元ピッチは
ｔで定義されている。
とで三次元設計翼の効果の度合いを知ることができる。
図１は、軸流タービンの翼を下流側から見た図で、上部
ダイヤフラム１と下部ダイヤフラム２の間に複数個の翼
がある。翼圧力面を突き出すように湾曲させた三次元設
計翼の後縁３は、図１に示すような湾曲形状となる。破
線４は、翼根元部から半径方向に放射状に伸ばした直線
で、翼長はＨ、最大突き出し量はδｃ、翼根元ピッチは
ｔで定義されている。
【００１４】このような翼圧力面を突き出すように湾曲
させた三次元設計翼の流れを模擬するために、平行壁間
に複数の三次元設計翼を配置した翼列試験状態を三次元
乱流解析で流れをシミュレートした。なお、流入部の側
壁境界層厚さは翼長の10％として計算した。このような
流れ場を対象として種々のパラメータサーベイを行い、
流出角に関する相似パラメータを求めた結果、最大突き
出し量δｃと翼ピッチの比が一定下あることが相似な流
出角分布を得るための条件であることが判明した。以下
にその計算結果を示す。
させた三次元設計翼の流れを模擬するために、平行壁間
に複数の三次元設計翼を配置した翼列試験状態を三次元
乱流解析で流れをシミュレートした。なお、流入部の側
壁境界層厚さは翼長の10％として計算した。このような
流れ場を対象として種々のパラメータサーベイを行い、
流出角に関する相似パラメータを求めた結果、最大突き
出し量δｃと翼ピッチの比が一定下あることが相似な流
出角分布を得るための条件であることが判明した。以下
にその計算結果を示す。
【００１５】図２は、翼長Ｈを１２０ｍｍ、翼ピッチｔ
を３６.１ｍｍと一定にして突き出し量δｃを変化させ
た場合のスパン方向の流出角分布である。なお、横軸は
スパン方向位置を翼長で無次元化して示している。以下
の図でも同様である。図２から明らかなように、突き出
し量δｃを大きくするとスパン方向の翼負荷変化に伴い
流出角の変化も大きくなることがわかる。側壁近傍で流
出角が大きくなるということは、タービン段落の根元反
動度が増加することを意味している。このような流出角
変化を制御するパラメータを見出し突き出し量δｃを制
御することが本発明の主眼である。
を３６.１ｍｍと一定にして突き出し量δｃを変化させ
た場合のスパン方向の流出角分布である。なお、横軸は
スパン方向位置を翼長で無次元化して示している。以下
の図でも同様である。図２から明らかなように、突き出
し量δｃを大きくするとスパン方向の翼負荷変化に伴い
流出角の変化も大きくなることがわかる。側壁近傍で流
出角が大きくなるということは、タービン段落の根元反
動度が増加することを意味している。このような流出角
変化を制御するパラメータを見出し突き出し量δｃを制
御することが本発明の主眼である。
【００１６】図３は、翼ピッチを一定にして、翼長Ｈと
突き出し量δｃの比を一定にした場合のスパン方向流出
角分布である。翼長Ｈと突き出し量δｃの比を一定にし
ても流出角は異なることがわかり、δｃ／Ｈは相似パラ
メータとしては採用できないことがわかる。
突き出し量δｃの比を一定にした場合のスパン方向流出
角分布である。翼長Ｈと突き出し量δｃの比を一定にし
ても流出角は異なることがわかり、δｃ／Ｈは相似パラ
メータとしては採用できないことがわかる。
【００１７】以上に述べたようなパラメータサーベイを
種々行い、タービン段落性能に関する重要なパラメータ
である流出角分布の相似性を見出した結果を以下に示
す。
種々行い、タービン段落性能に関する重要なパラメータ
である流出角分布の相似性を見出した結果を以下に示
す。
【００１８】図４は、突き出し量δｃと翼ピッチｔの比
を一定に保ち、翼長を変化させた場合のスパン方向流出
角分布である。図４から明らかなように、翼長が変化し
ても突き出し量δｃと翼ピッチｔの比を一定に保てば、
翼長方向の流出角分布はほぼ同じになることがわかる。
を一定に保ち、翼長を変化させた場合のスパン方向流出
角分布である。図４から明らかなように、翼長が変化し
ても突き出し量δｃと翼ピッチｔの比を一定に保てば、
翼長方向の流出角分布はほぼ同じになることがわかる。
【００１９】次の計算例は翼長Ｈを一定に保ちつつ、翼
を相似拡大することで翼ピッチも拡大し、その翼ピッチ
ｔと突き出し量δｃの比を一定にした例である。したが
って、翼ピッチｔの拡大とともに突き出し量δｃも大き
くなる。その結果を図５に示す。この図から明らかなよ
うに、翼を相似拡大することで翼ピッチを拡大しても、
突き出し量δｃと翼ピッチｔの比を一定に保てば、流出
角分布は同じになる。
を相似拡大することで翼ピッチも拡大し、その翼ピッチ
ｔと突き出し量δｃの比を一定にした例である。したが
って、翼ピッチｔの拡大とともに突き出し量δｃも大き
くなる。その結果を図５に示す。この図から明らかなよ
うに、翼を相似拡大することで翼ピッチを拡大しても、
突き出し量δｃと翼ピッチｔの比を一定に保てば、流出
角分布は同じになる。
【００２０】最後の相似性確認は突き出し量δｃを３ｍ
ｍと小さくし、翼ピッチは３６.１ｍｍ、翼長を変化さ
せた場合の計算である。したがって、突き出し量δｃは
前述した図４に比べて半分である。その結果を図６に示
す。突き出し量δｃを小さくしても翼ピッチとの比が一
定であれば、翼長を変えても図６に示すように流出角は
ほぼ同じになることがわかる。
ｍと小さくし、翼ピッチは３６.１ｍｍ、翼長を変化さ
せた場合の計算である。したがって、突き出し量δｃは
前述した図４に比べて半分である。その結果を図６に示
す。突き出し量δｃを小さくしても翼ピッチとの比が一
定であれば、翼長を変えても図６に示すように流出角は
ほぼ同じになることがわかる。
【００２１】以上の三次元乱流解析によるパラメータサ
ーベイの結果から、翼を周方向に翼圧力面を突き出すよ
うに湾曲させた三次元設計翼の相似パラメータとして
は、突き出し量δｃと翼ピッチｔの比δｃ／ｔが適切で
あることを新たに明らかにした。これが、本発明の基盤
となっている。
ーベイの結果から、翼を周方向に翼圧力面を突き出すよ
うに湾曲させた三次元設計翼の相似パラメータとして
は、突き出し量δｃと翼ピッチｔの比δｃ／ｔが適切で
あることを新たに明らかにした。これが、本発明の基盤
となっている。
【００２２】以下、本発明の第１の実施例を図１により
説明する。図１は本発明を軸流タービンの静翼に適用し
たものであり、本発明の静翼を下流側から見た図であ
る。翼長をＨ、突き出し量をδｃ、翼ピッチの代表とし
て翼根元ピッチを選びそれをｔとする。一般に、タービ
ンは多段落で構成されており、各段落で翼長や翼枚数、
すなわち翼ピッチが異なるが、そのようなタービン段落
に翼を周方向に翼圧力面を突き出すように湾曲させた三
次元設計翼を適用する場合の翼列構成条件として、翼長
や翼枚数が異なっても突き出し量δｃと翼根元ピッチｔ
の比δｃ／ｔを一定、すなわち、δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）
の関係を有することが本発明の第１の実施例である。
説明する。図１は本発明を軸流タービンの静翼に適用し
たものであり、本発明の静翼を下流側から見た図であ
る。翼長をＨ、突き出し量をδｃ、翼ピッチの代表とし
て翼根元ピッチを選びそれをｔとする。一般に、タービ
ンは多段落で構成されており、各段落で翼長や翼枚数、
すなわち翼ピッチが異なるが、そのようなタービン段落
に翼を周方向に翼圧力面を突き出すように湾曲させた三
次元設計翼を適用する場合の翼列構成条件として、翼長
や翼枚数が異なっても突き出し量δｃと翼根元ピッチｔ
の比δｃ／ｔを一定、すなわち、δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）
の関係を有することが本発明の第１の実施例である。
【００２３】このような翼列構成を実施することで、タ
ービン段落の反動度や下流側に位置する翼列への入射角
を同一条件に制御することが可能となり、三次元設計翼
の損失低減効果を十分活用できる。この結果、タービン
段落効率も向上する。
ービン段落の反動度や下流側に位置する翼列への入射角
を同一条件に制御することが可能となり、三次元設計翼
の損失低減効果を十分活用できる。この結果、タービン
段落効率も向上する。
【００２４】次に、本発明の第２の実施例を図７により
説明する。この図は、横軸にδｃ／ｔをとり、縦軸は上
記三次元設計翼を使用しない場合のタービン効率からの
段落効率向上量△η（％）を示したものである。なお、
この図７は静翼と動翼の三次元翼間流れを同時に乱流解
析する計算手法に基づいている。この図に示されている
ように、δｃ／ｔを増加させていくと段落効率は上昇す
るが、δｃ／ｔが０．５を越えると逆に段落効率は低下
する傾向を示す。
説明する。この図は、横軸にδｃ／ｔをとり、縦軸は上
記三次元設計翼を使用しない場合のタービン効率からの
段落効率向上量△η（％）を示したものである。なお、
この図７は静翼と動翼の三次元翼間流れを同時に乱流解
析する計算手法に基づいている。この図に示されている
ように、δｃ／ｔを増加させていくと段落効率は上昇す
るが、δｃ／ｔが０．５を越えると逆に段落効率は低下
する傾向を示す。
【００２５】段落効率の低下は、三次元設計翼の損失低
減効果よりも下流側に位置する動翼の入射角損失が増大
するためである。したがって、タービン効率を向上させ
るためには、δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の定数Ｃを、多段落
で構成される軸流タービンの各段落において翼長や翼枚
数が変わっても０．０＜Ｃ≦０．５の範囲から選択する
ことが必要となるため、本発明の第２の実施例として
は、０．０＜δｃ／ｔ≦０．５とし、タービン効率を向
上させるものである。
減効果よりも下流側に位置する動翼の入射角損失が増大
するためである。したがって、タービン効率を向上させ
るためには、δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の定数Ｃを、多段落
で構成される軸流タービンの各段落において翼長や翼枚
数が変わっても０．０＜Ｃ≦０．５の範囲から選択する
ことが必要となるため、本発明の第２の実施例として
は、０．０＜δｃ／ｔ≦０．５とし、タービン効率を向
上させるものである。
【００２６】最後に、本発明の第３の実施例を図７によ
り説明する。この図から明らかなように、δｃ／ｔの値
を０．１≦δｃ／ｔ≦０．４とすれば、最も効果的に翼
を周方向に翼圧力面を突き出すように湾曲させた三次元
設計翼を使用することができ、その範囲の値を用いてタ
ービン効率を向上させることが可能となる。
り説明する。この図から明らかなように、δｃ／ｔの値
を０．１≦δｃ／ｔ≦０．４とすれば、最も効果的に翼
を周方向に翼圧力面を突き出すように湾曲させた三次元
設計翼を使用することができ、その範囲の値を用いてタ
ービン効率を向上させることが可能となる。
【００２７】なお以上の説明では、翼が放射状に配置さ
れ、かつ根元と先端の翼後縁が同一半径方向の放射線上
にある形状の翼について説明してきたが、常にこのよう
な形状の翼でなければならないわけではなく、例えば図
８に示されているように、翼先端側が周方向に傾斜した
形状の翼であっても同様な作用および効果を達成するこ
とは勿論である。なおこの場合の突出し量δｃは放射線
からの隔たりになる。
れ、かつ根元と先端の翼後縁が同一半径方向の放射線上
にある形状の翼について説明してきたが、常にこのよう
な形状の翼でなければならないわけではなく、例えば図
８に示されているように、翼先端側が周方向に傾斜した
形状の翼であっても同様な作用および効果を達成するこ
とは勿論である。なおこの場合の突出し量δｃは放射線
からの隔たりになる。
【００２８】また、根元と先端の翼後縁が同一半径方向
の放射線上にある形状の翼であっても、例えば図９ある
いは図１０に示されているように湾曲突出し位置が、翼
根元側あるいは翼先端側にずれた形状の翼の場合であっ
ても同様な効果を奏することは勿論である。
の放射線上にある形状の翼であっても、例えば図９ある
いは図１０に示されているように湾曲突出し位置が、翼
根元側あるいは翼先端側にずれた形状の翼の場合であっ
ても同様な効果を奏することは勿論である。
【００２９】以上説明してきたように、このように形成
された翼群であると、タービン段落に翼を周方向に翼圧
力面を突き出すように湾曲させた三次元設計翼を適用す
る場合の翼列構成条件として、多段落で構成される軸流
タービンの各段落において翼長や翼枚数が異なっても突
き出し量δｃと翼根元ピッチｔの比δｃ／ｔを一定、す
なわち、δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保たせることで
上記三次元設計翼の効果を同一に制御することができ、
また、定数Ｃの値を０．０＜Ｃ≦０．５の範囲から選択
することでタービン効率を向上させることができる。さ
らに効果的に三次元設計翼を使用するために、定数Ｃの
値を０.１≦Ｃ≦０.４の範囲から選択すれば、よりター
ビン効率を向上させることができる。
された翼群であると、タービン段落に翼を周方向に翼圧
力面を突き出すように湾曲させた三次元設計翼を適用す
る場合の翼列構成条件として、多段落で構成される軸流
タービンの各段落において翼長や翼枚数が異なっても突
き出し量δｃと翼根元ピッチｔの比δｃ／ｔを一定、す
なわち、δｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保たせることで
上記三次元設計翼の効果を同一に制御することができ、
また、定数Ｃの値を０．０＜Ｃ≦０．５の範囲から選択
することでタービン効率を向上させることができる。さ
らに効果的に三次元設計翼を使用するために、定数Ｃの
値を０.１≦Ｃ≦０.４の範囲から選択すれば、よりター
ビン効率を向上させることができる。
【００３０】なお本発明の場合、特に蒸気タービンの低
圧最終段およびその前２段を除いては、側壁損失の低減
が目的となるため、その見出された相似パラメータに基
づいて湾曲させれば、翼枚数や翼長が変化しても同等の
側壁損失低減効果が得られることになる。また、蒸気タ
ービンの低圧最終段およびその前２段では、側壁損失低
減を目的とするよりは、根元反動度の制御に重点がおか
れるために、その湾曲のさせ方は異なってくる。勿論そ
の場合でも、根元反動度を所定の値に設定するために本
発明の相似パラメータに基づいて湾曲させることも可能
である。
圧最終段およびその前２段を除いては、側壁損失の低減
が目的となるため、その見出された相似パラメータに基
づいて湾曲させれば、翼枚数や翼長が変化しても同等の
側壁損失低減効果が得られることになる。また、蒸気タ
ービンの低圧最終段およびその前２段では、側壁損失低
減を目的とするよりは、根元反動度の制御に重点がおか
れるために、その湾曲のさせ方は異なってくる。勿論そ
の場合でも、根元反動度を所定の値に設定するために本
発明の相似パラメータに基づいて湾曲させることも可能
である。
【００３１】
【発明の効果】以上説明してきたように本発明によれ
ば、多段落で構成される軸流タービンの各段落において
翼長や翼枚数が変わっても側壁損失の低減が図られ、か
つ下流に位置する翼への流体入射角が制御され、最適な
流体フローパターンとなり、タービンの効率を向上させ
ることが可能なこの種の軸流型タービンの翼群を得るこ
とができる。
ば、多段落で構成される軸流タービンの各段落において
翼長や翼枚数が変わっても側壁損失の低減が図られ、か
つ下流に位置する翼への流体入射角が制御され、最適な
流体フローパターンとなり、タービンの効率を向上させ
ることが可能なこの種の軸流型タービンの翼群を得るこ
とができる。
【図１】本発明の軸流型タービン翼群の一実施例の要部
を示すもので、翼群を下流側から見た正面図である。
を示すもので、翼群を下流側から見た正面図である。
【図２】三次元設計翼の突き出し量δｃに対するスパン
方向の流出角の変化を示す図である。
方向の流出角の変化を示す図である。
【図３】δｃ／Ｈを一定にし、翼長を変化させた場合の
スパン方向の流出角の変化を示す図である。
スパン方向の流出角の変化を示す図である。
【図４】δｃ／ｔを一定にし、翼長を変化させた場合の
スパン方向の流出角の変化を示す図である。
スパン方向の流出角の変化を示す図である。
【図５】δｃ／ｔを一定にし、翼の大きさと翼ピッチを
変化させた場合のスパン方向の流出角の変化を示す図で
ある。
変化させた場合のスパン方向の流出角の変化を示す図で
ある。
【図６】δｃ／ｔを一定にし、翼長を変化させた場合の
スパン方向の流出角の変化を示す図である。
スパン方向の流出角の変化を示す図である。
【図７】δｃ／ｔの大きさと段落効率向上量の関係示す
図である。
図である。
【図８】根元と先端の翼後縁が同一半径方向の放射線上
にない場合のδｃを示す図である。
にない場合のδｃを示す図である。
【図９】翼先端近傍に最大突出し量がある場合のδｃを
示す図である。
示す図である。
【図１０】翼根元近傍に最大突出し量がある場合のδｃ
を示す図である。
を示す図である。
１…上部ダイヤフラム、２…下部ダイヤフラム、３…翼
後縁、４…翼根元部から半径方向に伸びる放射状の直
線。
後縁、４…翼根元部から半径方向に伸びる放射状の直
線。
Claims (5)
- 【請求項１】 環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形成
されている軸流型タービン翼群において、 前記タービン翼の周方向ピッチをｔ，周方向突き出し量
をδｃとしたとき、翼の枚数および翼の長さの大小にか
かわらずδｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保つように形成
したことを特徴とする軸流型タービン翼群。 - 【請求項２】 環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が、翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形
成されている軸流型タービン翼群において、 前記タービン翼の周方向翼根元ピッチをｔ，翼根元後縁
部から半径方向に放射状に伸ばした直線と翼圧力面を突
き出した時の周方向変位との最大差をδｃとしたとき、
翼の枚数および翼の長さの大小にかかわらずδｃ／ｔ＝
Ｃ（定数）の関係を保つように形成したことを特徴とす
る軸流型タービン翼群。 - 【請求項３】 環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が、翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形
成された三次元設計翼の軸流型タービン翼群において、 前記翼根元周方向ピッチをｔ，翼根元後縁部から半径方
向に放射状に伸ばした直線と翼圧力面を突き出した時の
周方向変位との最大差をδｃとして，多段落で構成され
る軸流タービンの各段落において翼長や翼枚数が変わっ
てもδｃ／ｔ＝Ｃ（定数）の関係を保つように形成した
ことを特徴とする軸流型タービン翼群。 - 【請求項４】 環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が、翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形
成されている軸流型タービン翼群において、 前記タービン翼の周方向翼根元ピッチをｔ，翼根元後縁
部から半径方向に放射状に伸ばした直線と翼圧力面を突
き出した時の周方向変位との最大差をδｃとしたとき、
翼の枚数および翼の長さの大小にかかわらずδｃ／ｔ
が、０.０から０．５の範囲の関係を保つように形成さ
れていることを特徴とする軸流型タービン翼群。 - 【請求項５】 環状翼列流路内に、周方向および軸方向
に並設配置された複数個のタービン翼を備え、前記各タ
ービン翼が、翼圧力面を周方向に突き出すように湾曲形
成されている軸流型タービン翼群において、 前記タービン翼の周方向翼根元ピッチをｔ，翼根元後縁
部から半径方向に放射状に伸ばした直線と翼圧力面を突
き出した時の周方向変位との最大差をδｃとしたとき、
翼の枚数および翼の長さの大小にかかわらずδｃ／ｔ
が、０．１から０.４の範囲の関係を保つように形成さ
れていることを特徴とする軸流型タービン翼群。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28535596A JP3397599B2 (ja) | 1996-10-28 | 1996-10-28 | 軸流型タービン翼群 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28535596A JP3397599B2 (ja) | 1996-10-28 | 1996-10-28 | 軸流型タービン翼群 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10131707A true JPH10131707A (ja) | 1998-05-19 |
| JP3397599B2 JP3397599B2 (ja) | 2003-04-14 |
Family
ID=17690494
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP28535596A Expired - Lifetime JP3397599B2 (ja) | 1996-10-28 | 1996-10-28 | 軸流型タービン翼群 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3397599B2 (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6491493B1 (en) | 1998-06-12 | 2002-12-10 | Ebara Corporation | Turbine nozzle vane |
| WO2004081348A1 (en) * | 2003-03-12 | 2004-09-23 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. | Turbine nozzle airfoil |
| JP2006207554A (ja) * | 2005-01-31 | 2006-08-10 | Toshiba Corp | タービンノズルおよびそれを用いた軸流タービン |
| JP2007009761A (ja) * | 2005-06-29 | 2007-01-18 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
| JP2008545097A (ja) * | 2005-07-01 | 2008-12-11 | アルストム テクノロジー リミテッド | タービン機械翼 |
| JP2011074804A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Hitachi Ltd | 蒸気タービンのノズル |
| EP2434094A2 (en) | 2010-09-28 | 2012-03-28 | Hitachi Ltd. | Steam turbine stator vane and steam turbine |
| US11661854B2 (en) | 2019-03-26 | 2023-05-30 | Ihi Corporation | Stator vane segment of axial turbine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007056824A (ja) * | 2005-08-26 | 2007-03-08 | Toshiba Corp | 軸流タービンの静翼、動翼ならびにこれらの静翼および動翼を備えた軸流タービン |
-
1996
- 1996-10-28 JP JP28535596A patent/JP3397599B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6491493B1 (en) | 1998-06-12 | 2002-12-10 | Ebara Corporation | Turbine nozzle vane |
| WO2004081348A1 (en) * | 2003-03-12 | 2004-09-23 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. | Turbine nozzle airfoil |
| CN100340741C (zh) * | 2003-03-12 | 2007-10-03 | 石川岛播磨重工业株式会社 | 涡轮喷嘴翼型 |
| JP2006207554A (ja) * | 2005-01-31 | 2006-08-10 | Toshiba Corp | タービンノズルおよびそれを用いた軸流タービン |
| JP2007009761A (ja) * | 2005-06-29 | 2007-01-18 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
| JP2008545097A (ja) * | 2005-07-01 | 2008-12-11 | アルストム テクノロジー リミテッド | タービン機械翼 |
| JP2011074804A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Hitachi Ltd | 蒸気タービンのノズル |
| EP2434094A2 (en) | 2010-09-28 | 2012-03-28 | Hitachi Ltd. | Steam turbine stator vane and steam turbine |
| US9011084B2 (en) | 2010-09-28 | 2015-04-21 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Steam turbine stator vane and steam turbine using the same |
| US11661854B2 (en) | 2019-03-26 | 2023-05-30 | Ihi Corporation | Stator vane segment of axial turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3397599B2 (ja) | 2003-04-14 |
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