JPH1077802A - 軸流タービン翼 - Google Patents
軸流タービン翼Info
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- JPH1077802A JPH1077802A JP23403796A JP23403796A JPH1077802A JP H1077802 A JPH1077802 A JP H1077802A JP 23403796 A JP23403796 A JP 23403796A JP 23403796 A JP23403796 A JP 23403796A JP H1077802 A JPH1077802 A JP H1077802A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】翼間流路側壁付近に発達した境界層や二次流れ
渦の発達を抑制することは勿論のこと、ミドスパン近傍
の損失を増加させないで流体損失を低減し、しかも流出
角を設計流出角から大きく変化しない流動パターンが得
られる軸流タービン翼を提供する。 【解決手段】環状流路内に、周方向に所定の間隔を有し
て複数個配置された軸流タービン翼において、前記翼３
の半径方向断面の翼形状を変化させ、翼幅が翼根元と翼
先端の中間部で最小となるように形成した。
渦の発達を抑制することは勿論のこと、ミドスパン近傍
の損失を増加させないで流体損失を低減し、しかも流出
角を設計流出角から大きく変化しない流動パターンが得
られる軸流タービン翼を提供する。 【解決手段】環状流路内に、周方向に所定の間隔を有し
て複数個配置された軸流タービン翼において、前記翼３
の半径方向断面の翼形状を変化させ、翼幅が翼根元と翼
先端の中間部で最小となるように形成した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は例えば蒸気タービン
やガスタービンなどに採用されている軸流タービン翼の
改良に関するものである。
やガスタービンなどに採用されている軸流タービン翼の
改良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基づく翼
構造の従来例としては、静翼を例に取れば、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ほか
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に、静翼を動翼回転方向に単純に
傾けた構造のものがある。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。
構造の従来例としては、静翼を例に取れば、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ほか
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に、静翼を動翼回転方向に単純に
傾けた構造のものがある。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
いるように、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にしたものもある。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
いるように、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にしたものもある。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号公報に開示されているように、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にしたもの、
さらに、特開平６−８１６０３号公報に記載されている
ように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の
ものもある。
４号公報に開示されているように、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にしたもの、
さらに、特開平６−８１６０３号公報に記載されている
ように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の
ものもある。
【０００５】以上述べてきた翼形状のうち、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が効果
的に抑制され、有効な翼形状として多くの機械に採用さ
れている。
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が効果
的に抑制され、有効な翼形状として多くの機械に採用さ
れている。
【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のはく離や、流路
の曲がりによる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。これらを抑
制することを目的として前記の三次元設計翼が考案され
たわけであるが、しかしこの形状の場合、側壁近傍では
損失低減に効果的であるものの、ミドスパン近傍では翼
負荷の増大や、翼表面積の増大により損失が増加する傾
向を示す場合が多い。
路では、翼前縁部での三次元的な流れのはく離や、流路
の曲がりによる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。これらを抑
制することを目的として前記の三次元設計翼が考案され
たわけであるが、しかしこの形状の場合、側壁近傍では
損失低減に効果的であるものの、ミドスパン近傍では翼
負荷の増大や、翼表面積の増大により損失が増加する傾
向を示す場合が多い。
【０００７】また、翼圧力面側に翼を弓形に突き出す三
次元設計翼では、翼出口の流出角が翼スパン方向に大き
く変化するために、設計通りの流動パターンを得ること
が困難である。一方、境界層の発達や二次流れ渦を抑制
する手段としては境界層の吸い込みが考えられるが、軸
流タービン装置に適用するには構造が複雑になり現実的
ではない。
次元設計翼では、翼出口の流出角が翼スパン方向に大き
く変化するために、設計通りの流動パターンを得ること
が困難である。一方、境界層の発達や二次流れ渦を抑制
する手段としては境界層の吸い込みが考えられるが、軸
流タービン装置に適用するには構造が複雑になり現実的
ではない。
【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、翼間流路側壁付近に発達した境界
層や二次流れ渦の発達を抑制することは勿論のこと、ミ
ドスパン近傍の損失を増加させないで流体損失を低減
し、しかも流出角を設計流出角から大きく変化しない流
動パターンが得られる軸流タービン翼を提供することに
ある。
目的とするところは、翼間流路側壁付近に発達した境界
層や二次流れ渦の発達を抑制することは勿論のこと、ミ
ドスパン近傍の損失を増加させないで流体損失を低減
し、しかも流出角を設計流出角から大きく変化しない流
動パターンが得られる軸流タービン翼を提供することに
ある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、環状
流路内に、周方向に所定の間隔を有して複数個配置され
た軸流タービン翼において、前記翼の半径方向断面の翼
形状を変化させ、翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小
となる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。
流路内に、周方向に所定の間隔を有して複数個配置され
た軸流タービン翼において、前記翼の半径方向断面の翼
形状を変化させ、翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小
となる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】環状流路内に、周方向に所定の間隔を有し
て複数個配置された軸流タービン翼において、前記翼
を、翼の半径方向各位置における断面積は略同一で、か
つ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小となるように翼
後縁部を湾曲変化させるように形成したものである。ま
たこの場合、翼前縁を半径方向にほぼ直線となるように
形成するとともに、翼後縁部の湾曲を上流側に突き出た
弓形状に形成したものである。
て複数個配置された軸流タービン翼において、前記翼
を、翼の半径方向各位置における断面積は略同一で、か
つ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小となるように翼
後縁部を湾曲変化させるように形成したものである。ま
たこの場合、翼前縁を半径方向にほぼ直線となるように
形成するとともに、翼後縁部の湾曲を上流側に突き出た
弓形状に形成したものである。
【００１１】また、前記翼の翼長をＨ、翼断面を変化さ
せて翼幅を変える側壁からの距離をｈとした時、h/Hを
０.３以下に形成するようにしたものである。また、前
記側壁での翼弦長をＣW、中間部で翼幅が最小となる部
分での翼弦長をＣminとした場合、Ｃmin／ＣWを０.８以
上に形成するようにしたものである。
せて翼幅を変える側壁からの距離をｈとした時、h/Hを
０.３以下に形成するようにしたものである。また、前
記側壁での翼弦長をＣW、中間部で翼幅が最小となる部
分での翼弦長をＣminとした場合、Ｃmin／ＣWを０.８以
上に形成するようにしたものである。
【００１２】すなわちこのように形成された軸流タービ
ン翼であると、翼が翼の半径方向各位置における断面積
は略同一で、かつ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小
となるように翼後縁部が湾曲変化するように形成されて
いることから、静翼翼間を通る流れは側壁方向に押しつ
けられるような流れとなり、側壁境界層や二次流れ渦の
発達を抑制することができ、また、翼前縁を半径方向に
直線的にすることによって、側壁と翼前縁の接合部に発
生する三次元はく離による馬蹄形渦も従来の静翼と同等
に押さえることができる。
ン翼であると、翼が翼の半径方向各位置における断面積
は略同一で、かつ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小
となるように翼後縁部が湾曲変化するように形成されて
いることから、静翼翼間を通る流れは側壁方向に押しつ
けられるような流れとなり、側壁境界層や二次流れ渦の
発達を抑制することができ、また、翼前縁を半径方向に
直線的にすることによって、側壁と翼前縁の接合部に発
生する三次元はく離による馬蹄形渦も従来の静翼と同等
に押さえることができる。
【００１３】さらに、ミドスパン近傍の翼弦長は従来静
翼に比較して短くなるために、翼面に発達する境界層も
薄くなり、翼型損失を小さくすることができ、また、本
発明の静翼構造では、半径方向の翼負荷はほぼ一定であ
り、流出角の半径方向分布は、設計値、すなわち、スロ
ート／ピッチで規定できる流出角からのずれはほとんど
ないため、静翼下流に位置する動翼に対して所定の流入
角を与えることができるので、動翼の翼間流れに悪影響
を与えることはなく、したがって翼間流路側壁付近に発
達した境界層や二次流れ渦の発達を抑制することは勿論
のこと、ミドスパン近傍の損失を増加させないで流体損
失を低減し、しかも流出角を設計流出角から大きく変化
しない流動パターンが得られる軸流タービン翼とするこ
とができるのである。
翼に比較して短くなるために、翼面に発達する境界層も
薄くなり、翼型損失を小さくすることができ、また、本
発明の静翼構造では、半径方向の翼負荷はほぼ一定であ
り、流出角の半径方向分布は、設計値、すなわち、スロ
ート／ピッチで規定できる流出角からのずれはほとんど
ないため、静翼下流に位置する動翼に対して所定の流入
角を与えることができるので、動翼の翼間流れに悪影響
を与えることはなく、したがって翼間流路側壁付近に発
達した境界層や二次流れ渦の発達を抑制することは勿論
のこと、ミドスパン近傍の損失を増加させないで流体損
失を低減し、しかも流出角を設計流出角から大きく変化
しない流動パターンが得られる軸流タービン翼とするこ
とができるのである。
【００１４】
【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。図１にはその軸流タービン翼の
側面が示されている。なお、この図は静翼の子午面図
で、ＢＸは翼幅を示している。また、図２は静翼の半径
方向断面形状を側壁からミドスパンにかけて示した図で
ある。
発明を詳細に説明する。図１にはその軸流タービン翼の
側面が示されている。なお、この図は静翼の子午面図
で、ＢＸは翼幅を示している。また、図２は静翼の半径
方向断面形状を側壁からミドスパンにかけて示した図で
ある。
【００１５】図１、図２に示すような静翼構造にする
と、図２から明らかなように静翼圧力面側の翼面に立て
た法線は側壁方向を向くことがわかる。すなわち、静翼
翼間を通る流れは側壁方向に押しつけられるような流れ
となり、側壁境界層や二次流れ渦の発達を抑制すること
ができる。
と、図２から明らかなように静翼圧力面側の翼面に立て
た法線は側壁方向を向くことがわかる。すなわち、静翼
翼間を通る流れは側壁方向に押しつけられるような流れ
となり、側壁境界層や二次流れ渦の発達を抑制すること
ができる。
【００１６】また、図１に示すように翼前縁を半径方向
に直線的にすることによって、側壁と翼前縁の接合部に
発生する三次元はく離による馬蹄形渦も従来の静翼と同
等に押さえることができる。さらに、図１、図２に示さ
れるようにミドスパン近傍の翼弦長は従来静翼に比較し
て短くなるために、翼面に発達する境界層も薄くなり、
翼型損失を小さくすることができる。
に直線的にすることによって、側壁と翼前縁の接合部に
発生する三次元はく離による馬蹄形渦も従来の静翼と同
等に押さえることができる。さらに、図１、図２に示さ
れるようにミドスパン近傍の翼弦長は従来静翼に比較し
て短くなるために、翼面に発達する境界層も薄くなり、
翼型損失を小さくすることができる。
【００１７】また、本発明の静翼構造では、半径方向の
翼負荷はほぼ一定であり、流出角の半径方向分布は、設
計値、すなわち、スロート／ピッチで規定できる流出角
からのずれはほとんどない。そのため、静翼下流に位置
する動翼に対して所定の流入角を与えることができるの
で、動翼の翼間流れに悪影響を与えることはない。な
お、この時、側壁での翼弦長をＣW、中間部で翼幅が最
小となる部分での翼弦長をＣminとした場合、Ｃmin／Ｃ
Wを０.８以上にすれば、中間部近傍での翼間流路は側壁
近傍と同様、良好に保つことができる。
翼負荷はほぼ一定であり、流出角の半径方向分布は、設
計値、すなわち、スロート／ピッチで規定できる流出角
からのずれはほとんどない。そのため、静翼下流に位置
する動翼に対して所定の流入角を与えることができるの
で、動翼の翼間流れに悪影響を与えることはない。な
お、この時、側壁での翼弦長をＣW、中間部で翼幅が最
小となる部分での翼弦長をＣminとした場合、Ｃmin／Ｃ
Wを０.８以上にすれば、中間部近傍での翼間流路は側壁
近傍と同様、良好に保つことができる。
【００１８】本発明の効果を説明するために図３および
図４には、スパン方向の損失分布と流出角分布を示す。
図３において、従来翼Case1はストレート翼を、従来翼C
ase2は翼を周方向に弓形に曲げたバウ翼と呼ばれる翼を
意味する。従来翼Case1では、側壁損失を抑制する働き
がないために側壁近傍の損失は増大する。これに対して
従来翼Case2は、側壁近傍の翼負荷を小さくし側壁損失
を抑制しているが、ミドスパン近傍の翼負荷が増大する
ために、従来翼Case1に比べて損失が増大することにな
る。
図４には、スパン方向の損失分布と流出角分布を示す。
図３において、従来翼Case1はストレート翼を、従来翼C
ase2は翼を周方向に弓形に曲げたバウ翼と呼ばれる翼を
意味する。従来翼Case1では、側壁損失を抑制する働き
がないために側壁近傍の損失は増大する。これに対して
従来翼Case2は、側壁近傍の翼負荷を小さくし側壁損失
を抑制しているが、ミドスパン近傍の翼負荷が増大する
ために、従来翼Case1に比べて損失が増大することにな
る。
【００１９】このような従来翼に対して、本発明の静翼
では、翼負荷をほとんど変えずに流れを側壁方向に押し
つけ側壁損失を減少させ、ミドスパンでも翼弦長を小さ
くすることで翼型損失を減少できるので、従来翼に比べ
てスパン方向の損失は全域に渡って減少する。
では、翼負荷をほとんど変えずに流れを側壁方向に押し
つけ側壁損失を減少させ、ミドスパンでも翼弦長を小さ
くすることで翼型損失を減少できるので、従来翼に比べ
てスパン方向の損失は全域に渡って減少する。
【００２０】また、図４に示す流出角分布では、従来翼
Case1は側壁近傍を除けば、ほぼｓｉｎ~1（スロート／
ピッチ）に沿って流れていることがわかる。これに対し
て従来翼Case2は、側壁近傍で翼負荷が減少するために
流出角は増大し、ミドスパン近傍では翼負荷が増大する
ために流出角は小さくなる。このため、下流にある動翼
の流入角が設計値から外れることになる。
Case1は側壁近傍を除けば、ほぼｓｉｎ~1（スロート／
ピッチ）に沿って流れていることがわかる。これに対し
て従来翼Case2は、側壁近傍で翼負荷が減少するために
流出角は増大し、ミドスパン近傍では翼負荷が増大する
ために流出角は小さくなる。このため、下流にある動翼
の流入角が設計値から外れることになる。
【００２１】これらに対して、本発明の流出角は、翼負
荷の変化が小さいために、従来翼Case1とほぼ同じ分布
となり、下流側の動翼に対する流入角を設計値から外れ
ないようにすることができる。
荷の変化が小さいために、従来翼Case1とほぼ同じ分布
となり、下流側の動翼に対する流入角を設計値から外れ
ないようにすることができる。
【００２２】次に、本発明の第２の実施例を図５に基づ
き説明する。この図は図１と同様の子午面での形状を示
す。本実施例では、側壁損失の発生の大きな側壁近傍だ
けに限り、静翼後縁を上流側に突き出し、ミドスパン近
傍は半径方向に直線的になるよう構成したものである。
このような静翼構造とすることにより、側壁損失を抑制
しつつ、翼断面積を増加させ必要な強度を確保すること
が容易となる。この場合、翼長をＨ、翼断面を変化させ
て翼幅を変える側壁からの距離をｈとした時、h/Hを０.
３以下すれば、強度と性能の確保に関して有効である。
き説明する。この図は図１と同様の子午面での形状を示
す。本実施例では、側壁損失の発生の大きな側壁近傍だ
けに限り、静翼後縁を上流側に突き出し、ミドスパン近
傍は半径方向に直線的になるよう構成したものである。
このような静翼構造とすることにより、側壁損失を抑制
しつつ、翼断面積を増加させ必要な強度を確保すること
が容易となる。この場合、翼長をＨ、翼断面を変化させ
て翼幅を変える側壁からの距離をｈとした時、h/Hを０.
３以下すれば、強度と性能の確保に関して有効である。
【００２３】本発明の第３の実施例が図６に示されてい
る。この図は、静翼の後縁形状を下流側から見た図であ
る。この実施例は、図１あるいは図５に示した第１、第
２の実施例に従来翼Case2のように翼圧力面側に突き出
す弓形形状を組み合わせたものである。従来翼Case2だ
けでは、前述したように側壁損失を低減しようとする
と、半径方向の翼負荷分布が大きく変化するためミドス
パンで損失が増加したり、半径方向の流出角分布が大き
く変化してしまう欠点が現れた。
る。この図は、静翼の後縁形状を下流側から見た図であ
る。この実施例は、図１あるいは図５に示した第１、第
２の実施例に従来翼Case2のように翼圧力面側に突き出
す弓形形状を組み合わせたものである。従来翼Case2だ
けでは、前述したように側壁損失を低減しようとする
と、半径方向の翼負荷分布が大きく変化するためミドス
パンで損失が増加したり、半径方向の流出角分布が大き
く変化してしまう欠点が現れた。
【００２４】本発明の第３の実施例を用いれば、従来翼
Case2の効果と本発明の効果の相乗作用により、側壁損
失低減に対し同じ効果を得るための圧力面側に突き出す
量を小さくできるので、大きな翼負荷の変化を伴わず、
しかも、本発明の第１、第２の実施例の上流側突き出し
量も小さくできるので、従来翼Case1と比べて翼形状の
変化を最小限にすることができる。このことは、設計手
法や製作、組立法を大きく変えることなく側壁損失や翼
型損失を低減できる。
Case2の効果と本発明の効果の相乗作用により、側壁損
失低減に対し同じ効果を得るための圧力面側に突き出す
量を小さくできるので、大きな翼負荷の変化を伴わず、
しかも、本発明の第１、第２の実施例の上流側突き出し
量も小さくできるので、従来翼Case1と比べて翼形状の
変化を最小限にすることができる。このことは、設計手
法や製作、組立法を大きく変えることなく側壁損失や翼
型損失を低減できる。
【００２５】以上説明してきたようにこのように形成さ
れた軸流タービン翼であると、子午面形状で翼後縁が上
流側に突き出した弓形形状に形成され、前縁は半径方向
に直線となるように形成されていることから、従来例Ca
se1とほぼ同じ翼負荷分布でも側壁損失や翼型損失を低
減することがで、また、流出角も従来例Case1とほぼ同
じにすることができるので、下流側に位置する動翼に対
して設計通りの流入角を与えることができ、動翼性能に
悪影響を及ぼすことはない。
れた軸流タービン翼であると、子午面形状で翼後縁が上
流側に突き出した弓形形状に形成され、前縁は半径方向
に直線となるように形成されていることから、従来例Ca
se1とほぼ同じ翼負荷分布でも側壁損失や翼型損失を低
減することがで、また、流出角も従来例Case1とほぼ同
じにすることができるので、下流側に位置する動翼に対
して設計通りの流入角を与えることができ、動翼性能に
悪影響を及ぼすことはない。
【００２６】また、発明の実施例としては静翼を例にし
たが、同様に、動翼後縁を上流側に突き出す弓形の形状
にすることで側壁損失を低減することができる。
たが、同様に、動翼後縁を上流側に突き出す弓形の形状
にすることで側壁損失を低減することができる。
【００２７】
【発明の効果】以上説明してきたように本発明によれ
ば、翼間流路側壁付近に発達した境界層や二次流れ渦の
発達を抑制することは勿論のこと、ミドスパン近傍の損
失を増加させないで流体損失を低減し、しかも流出角を
設計流出角から大きく変化しない流動パターンが得られ
る軸流タービン翼を得ることができる。
ば、翼間流路側壁付近に発達した境界層や二次流れ渦の
発達を抑制することは勿論のこと、ミドスパン近傍の損
失を増加させないで流体損失を低減し、しかも流出角を
設計流出角から大きく変化しない流動パターンが得られ
る軸流タービン翼を得ることができる。
【図１】本発明の第１の実施例の静翼の子午面形状を示
す図である。
す図である。
【図２】本発明の静翼の半径方向断面の翼形状を示す図
である。
である。
【図３】静翼の半径方向の損失分布を示す図である。
【図４】静翼の半径方向の流出角分布を示す図である。
【図５】本発明の第２の実施例の静翼の子午面形状を示
す図である。
す図である。
【図６】本発明の第３の実施例の静翼を軸方向下流側か
らみた図である。
らみた図である。
１…上部ダイヤフラム、２…下部ダイヤフラム、３…静
翼、４…前縁、５…後縁、６…流れ、７…側壁断面翼形
状、８…ミドスパン断面翼形状、９…途中断面翼形状、
１０…従来翼Case1の半径方向損失分布、１１…従来翼C
ase2の半径方向損失分布、１２…本発明の半径方向損失
分布、１３…ｓｉｎ~1（スロート／ピッチ）の半径方向
分布、１４…従来翼Case1の半径方向流出角分布、１５
…従来翼Case2の半径方向流出角分布、１６…本発明の
半径方向流出角分布。
翼、４…前縁、５…後縁、６…流れ、７…側壁断面翼形
状、８…ミドスパン断面翼形状、９…途中断面翼形状、
１０…従来翼Case1の半径方向損失分布、１１…従来翼C
ase2の半径方向損失分布、１２…本発明の半径方向損失
分布、１３…ｓｉｎ~1（スロート／ピッチ）の半径方向
分布、１４…従来翼Case1の半径方向流出角分布、１５
…従来翼Case2の半径方向流出角分布、１６…本発明の
半径方向流出角分布。
Claims (9)
- 【請求項１】 環状流路内に、周方向に所定の間隔を有
して複数個配置された軸流タービン翼において、 前記翼の半径方向断面の翼形状を変化させ、翼幅が翼根
元と翼先端の中間部で最小となるように形成したことを
特徴とする軸流タービン翼。 - 【請求項２】 環状流路内に、周方向に所定の間隔を有
して複数個配置された軸流タービン翼において、 前記翼を、翼の半径方向各位置における断面積は略同一
で、かつ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小となるよ
うに翼後縁部を湾曲変化させるようにしたことを特徴と
する軸流タービン翼。 - 【請求項３】 環状流路内に、周方向に所定の間隔を有
して複数個配置された軸流タービン翼において、 前記翼を、翼の半径方向各位置における断面積は略同一
で、かつ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小となるよ
うに翼後縁部を上流側に突き出た弓形状に形成したこと
を特徴とする軸流タービン翼。 - 【請求項４】 環状流路内に、周方向に所定の間隔を有
して複数個配置された軸流タービン翼において、 前記翼を、翼の半径方向各位置における断面積は略同一
で、かつ翼幅が翼根元と翼先端の中間部で最小となるよ
うに翼後縁部を上流側に突き出た弓形状に形成するとと
もに、翼前縁を半径方向にほぼ直線となるように形成し
たことを特徴とする軸流タービン翼。 - 【請求項５】 前記翼後縁の弓形部の一部が半径方向に
ほぼ直線となる部分を有する形状とした請求項３，４記
載の軸流タービン翼。 - 【請求項６】 前記翼の翼長をＨ、翼断面を変化させて
翼幅を変える側壁からの距離をｈとした時、h/Hを０.３
以下に形成した請求項３，４または５記載の軸流タービ
ン翼。 - 【請求項７】 前記側壁での翼弦長をＣW、中間部で翼
幅が最小となる部分での翼弦長をＣminとした場合、Ｃ
min／ＣWを０.８以上に形成した請求項３，４または５
記載の軸流タービン翼。 - 【請求項８】 前記翼の形状を翼圧力面側に突き出す弓
形形状と組み合わせた翼構造とした請求項３，４または
５記載の軸流タービン翼。 - 【請求項９】 前記翼が、静翼である請求項１乃至８い
ずれか１項記載の軸流タービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23403796A JPH1077802A (ja) | 1996-09-04 | 1996-09-04 | 軸流タービン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23403796A JPH1077802A (ja) | 1996-09-04 | 1996-09-04 | 軸流タービン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1077802A true JPH1077802A (ja) | 1998-03-24 |
Family
ID=16964583
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23403796A Pending JPH1077802A (ja) | 1996-09-04 | 1996-09-04 | 軸流タービン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1077802A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102016234A (zh) * | 2008-03-28 | 2011-04-13 | 阿尔斯通技术有限公司 | 燃气轮机的导向叶片 |
| CN107605540A (zh) * | 2017-09-18 | 2018-01-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 双分流透平进汽导流结构 |
| WO2023050692A1 (zh) * | 2021-09-10 | 2023-04-06 | 中国民航大学 | 一种静叶抗畸变轴流压气机及轴流压气机静叶抗畸变方法 |
-
1996
- 1996-09-04 JP JP23403796A patent/JPH1077802A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102016234A (zh) * | 2008-03-28 | 2011-04-13 | 阿尔斯通技术有限公司 | 燃气轮机的导向叶片 |
| JP2011517480A (ja) * | 2008-03-28 | 2011-06-09 | アルストム テクノロジー リミテッド | ガスタービン用案内翼 |
| CN107605540A (zh) * | 2017-09-18 | 2018-01-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 双分流透平进汽导流结构 |
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