JPH11173104A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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- JPH11173104A JPH11173104A JP34464297A JP34464297A JPH11173104A JP H11173104 A JPH11173104 A JP H11173104A JP 34464297 A JP34464297 A JP 34464297A JP 34464297 A JP34464297 A JP 34464297A JP H11173104 A JPH11173104 A JP H11173104A
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- turbine
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Abstract
(57)【要約】
【課題】本発明の課題は、動翼に流入する流体の上流側
に位置する前縁部の半径（前縁半径）の大きさを適切に
規定することにより、動翼に流入する流体の偏向による
入射角損失の増加を抑制することにある。 【解決手段】上記課題を解決するために、本発明のター
ビン動翼は、転向角εが大きい翼形の前縁半径Ｒが転向
角εが小さい翼形の前縁半径Ｒよりも大きい、又は前縁
半径Ｒの大きさと翼根元端の翼幅ｄとの比率を、転向角
εの大きさが最大となる翼形（翼根元部等）で０.０１
２ 以上とする。
に位置する前縁部の半径（前縁半径）の大きさを適切に
規定することにより、動翼に流入する流体の偏向による
入射角損失の増加を抑制することにある。 【解決手段】上記課題を解決するために、本発明のター
ビン動翼は、転向角εが大きい翼形の前縁半径Ｒが転向
角εが小さい翼形の前縁半径Ｒよりも大きい、又は前縁
半径Ｒの大きさと翼根元端の翼幅ｄとの比率を、転向角
εの大きさが最大となる翼形（翼根元部等）で０.０１
２ 以上とする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、蒸気タービンやガ
スタービン等のタービンに用いられるタービン動翼に係
り、特に、衝動段の翼根元部に発生する入射角損失の急
増を抑制するタービン動翼に関する。
スタービン等のタービンに用いられるタービン動翼に係
り、特に、衝動段の翼根元部に発生する入射角損失の急
増を抑制するタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】タービンの効率或いは性能の向上を図る
には、タービン段の段落損失を減少することが重要であ
る。
には、タービン段の段落損失を減少することが重要であ
る。
【０００３】かかる段落損失の減少を考慮した従来の技
術として、例えば、特開昭57−99211 号公報には、動翼
端部の流入角を、翼根元部から所定の高さＨ1 まで漸増
の後漸減し、前記所定の高さＨ1 から翼先端部から所定
の高さＨ2 の位置まで回転周速の増加に伴い増加し、前
記翼先端部から所定の高さＨ2 の位置から翼先端部まで
漸増の後漸減する構成を有し、それにより二次流れ損失
を低下したタービン動翼が記載されている。
術として、例えば、特開昭57−99211 号公報には、動翼
端部の流入角を、翼根元部から所定の高さＨ1 まで漸増
の後漸減し、前記所定の高さＨ1 から翼先端部から所定
の高さＨ2 の位置まで回転周速の増加に伴い増加し、前
記翼先端部から所定の高さＨ2 の位置から翼先端部まで
漸増の後漸減する構成を有し、それにより二次流れ損失
を低下したタービン動翼が記載されている。
【０００４】また、特開昭57−171006号公報には、翼根
元部から所定の距離に位置する翼部の転向角に対して、
翼根元部の転向角を所定の角度だけ増加させる構成を有
し、それにより二次流れ損失を減少したタービン動翼が
記載されている。
元部から所定の距離に位置する翼部の転向角に対して、
翼根元部の転向角を所定の角度だけ増加させる構成を有
し、それにより二次流れ損失を減少したタービン動翼が
記載されている。
【０００５】また、特開平4−54203号公報等には、入口
角（周方向とキャンバー線の前縁部における接線との挟
角）が、翼根元部から翼中央部まで減少し、前記翼中央
部から翼先端部まで増加した構成を有し、それにより静
翼の流出角に動翼の入口角を合わせ、翼形損失を減少し
たタービン動翼が記載されている。
角（周方向とキャンバー線の前縁部における接線との挟
角）が、翼根元部から翼中央部まで減少し、前記翼中央
部から翼先端部まで増加した構成を有し、それにより静
翼の流出角に動翼の入口角を合わせ、翼形損失を減少し
たタービン動翼が記載されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の技術は、翼
高さと流入角との関係、又は翼高さを転向角との関係、
又は翼高さと入口角との関係についてしか考慮されてい
ないため、二次流れ損失を抑制するには効果的である
が、動翼に流入する流体の流入方向の偏向による入射角
損失を減少するには十分ではない。
高さと流入角との関係、又は翼高さを転向角との関係、
又は翼高さと入口角との関係についてしか考慮されてい
ないため、二次流れ損失を抑制するには効果的である
が、動翼に流入する流体の流入方向の偏向による入射角
損失を減少するには十分ではない。
【０００７】例えば、蒸気タービンの衝動翼等は、翼根
元部の翼形の転向角が１２０度〜１４０度と非常に大き
いため、動翼間流路（周方向に隣接する動翼間に形成さ
れる蒸気の流路）を加速流路に形成したりすることが困
難である。この加速流路が形成されないと、動翼の表面
からの蒸気の流れのはく離、又は動翼における蒸気の流
れの境界層の発達が起こりやすい。一方、翼先端部で
は、翼根元部に比べ動翼間のピッチが広がるため、翼形
の転向角を小さくして、動翼間流路を加速流路に形成す
ることが容易になる。そして、動翼間流路の加速度が小
さいほど、摩擦損失が大きくなる。つまり、転向角の大
きい翼根元部は、転向角の小さい翼先端部に比べて、摩
擦損失が大きくなる。特に、翼根元部では、翼前縁部の
前縁半径を適切に選択しないと、動翼に流入する蒸気の
流入方向の偏向による入射角損失入射角損失が、急激に
増加する傾向がある。
元部の翼形の転向角が１２０度〜１４０度と非常に大き
いため、動翼間流路（周方向に隣接する動翼間に形成さ
れる蒸気の流路）を加速流路に形成したりすることが困
難である。この加速流路が形成されないと、動翼の表面
からの蒸気の流れのはく離、又は動翼における蒸気の流
れの境界層の発達が起こりやすい。一方、翼先端部で
は、翼根元部に比べ動翼間のピッチが広がるため、翼形
の転向角を小さくして、動翼間流路を加速流路に形成す
ることが容易になる。そして、動翼間流路の加速度が小
さいほど、摩擦損失が大きくなる。つまり、転向角の大
きい翼根元部は、転向角の小さい翼先端部に比べて、摩
擦損失が大きくなる。特に、翼根元部では、翼前縁部の
前縁半径を適切に選択しないと、動翼に流入する蒸気の
流入方向の偏向による入射角損失入射角損失が、急激に
増加する傾向がある。
【０００８】通常、動翼の前縁方向は、適正流入角(入
射角ｉ≒０度)、即ち、動翼の上流に位置する静翼によ
って誘導される流れの方向に沿うように形成されてい
る。このため、境界層や二次流れの発達した流れは、流
れの方向が一定（流れが安定）でないことから、動翼に
流入する流体の流入方向が適正流入角から大きく偏向
し、即ち入射角が大きくなる。そして、入射角が大きく
なると、翼形損失が急激に増加するという入射角損失の
問題がある。さらに、段落の構成として翼長方向に三次
元にスタッキングされた三次元設計の静翼を用いると、
直線的にスタッキングされた静翼に比べて、静翼の出口
の流出角が偏向し易く、動翼に対する流入角も偏向しや
すくなるといった問題が生ずる。この入射角損失は、動
翼間加速流路の形成も関係するため、単に動翼の翼高さ
と流入角との関係、又は翼高さを転向角との関係、又は
翼高さと入口角との関係を規定しただけでは抑制するこ
とが困難である。
射角ｉ≒０度)、即ち、動翼の上流に位置する静翼によ
って誘導される流れの方向に沿うように形成されてい
る。このため、境界層や二次流れの発達した流れは、流
れの方向が一定（流れが安定）でないことから、動翼に
流入する流体の流入方向が適正流入角から大きく偏向
し、即ち入射角が大きくなる。そして、入射角が大きく
なると、翼形損失が急激に増加するという入射角損失の
問題がある。さらに、段落の構成として翼長方向に三次
元にスタッキングされた三次元設計の静翼を用いると、
直線的にスタッキングされた静翼に比べて、静翼の出口
の流出角が偏向し易く、動翼に対する流入角も偏向しや
すくなるといった問題が生ずる。この入射角損失は、動
翼間加速流路の形成も関係するため、単に動翼の翼高さ
と流入角との関係、又は翼高さを転向角との関係、又は
翼高さと入口角との関係を規定しただけでは抑制するこ
とが困難である。
【０００９】本発明の目的は、動翼に流入する流体の上
流側に位置する前縁部の半径（前縁半径）の大きさを適
切に規定することにより、動翼に流入する流体の流入方
向（流入角）の偏向による入射角損失の増加を抑制した
タービン動翼を提供することにある。
流側に位置する前縁部の半径（前縁半径）の大きさを適
切に規定することにより、動翼に流入する流体の流入方
向（流入角）の偏向による入射角損失の増加を抑制した
タービン動翼を提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明のタービン動翼は、１８０度から、流入流体
の上流側に位置する前縁部におけるキャンバー線の接線
と当該タービン動翼の回転方向との間に形成される入口
角と、前記流入流体の下流側に位置する後縁部における
前記キャンバー線の接線と前記回転方向との間に形成さ
れる出口角とを減算して得る転向角の変化に伴って、前
記前縁部を形成する円弧の前縁半径が変化し、かつ前記
転向角が大きい翼形の前縁半径が前記転向角が小さい翼
形の前縁半径よりも大きい又は前記転向角が大きくなる
に伴い前記前縁半径が大きくなる。
に、本発明のタービン動翼は、１８０度から、流入流体
の上流側に位置する前縁部におけるキャンバー線の接線
と当該タービン動翼の回転方向との間に形成される入口
角と、前記流入流体の下流側に位置する後縁部における
前記キャンバー線の接線と前記回転方向との間に形成さ
れる出口角とを減算して得る転向角の変化に伴って、前
記前縁部を形成する円弧の前縁半径が変化し、かつ前記
転向角が大きい翼形の前縁半径が前記転向角が小さい翼
形の前縁半径よりも大きい又は前記転向角が大きくなる
に伴い前記前縁半径が大きくなる。
【００１１】又は、上記目的を達成するために、本発明
のタービンの衝動段に用いられるタービン動翼は、流入
流体の上流側に位置する前縁部を形成する円弧の前縁半
径の大きさと翼根元端の翼幅との比率を、１８０度か
ら、流入流体の上流側に位置する前縁部におけるキャン
バー線の接線と当該タービン動翼の回転方向との間に形
成される入口角と、前記流入流体の下流側に位置する後
縁部における前記キャンバー線の接線と前記回転方向と
の間に形成される出口角とを減算して得る転向角の大き
さが最大となる翼形で、０.０１２ 以上とする。或い
は、タービンの衝動段に用いられるタービン動翼は、翼
根元部で前記転向角が最大値となるため、流入流体の上
流側に位置する前縁部を形成する円弧の前縁半径の大き
さと翼根元端の翼幅との比率を、翼根元部で０.０１２
以上とする。
のタービンの衝動段に用いられるタービン動翼は、流入
流体の上流側に位置する前縁部を形成する円弧の前縁半
径の大きさと翼根元端の翼幅との比率を、１８０度か
ら、流入流体の上流側に位置する前縁部におけるキャン
バー線の接線と当該タービン動翼の回転方向との間に形
成される入口角と、前記流入流体の下流側に位置する後
縁部における前記キャンバー線の接線と前記回転方向と
の間に形成される出口角とを減算して得る転向角の大き
さが最大となる翼形で、０.０１２ 以上とする。或い
は、タービンの衝動段に用いられるタービン動翼は、翼
根元部で前記転向角が最大値となるため、流入流体の上
流側に位置する前縁部を形成する円弧の前縁半径の大き
さと翼根元端の翼幅との比率を、翼根元部で０.０１２
以上とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明のタービン動翼の実
施の形態を、図面を参照して説明する。
施の形態を、図面を参照して説明する。
【００１３】本実施の形態のタービン動翼は、蒸気ター
ビンの衝動段に使用されるタービン動翼である。
ビンの衝動段に使用されるタービン動翼である。
【００１４】図１に、本発明のタービン動翼の横断面を
表す模式図を示す。図１中、１は動翼（ブレード）、２
はボイラで発生した蒸気、３はロータ、４は動翼１をロ
ータ３に固定するディスク、５は外部ケーシング、６は
動翼１に蒸気２を誘導する静翼（ノズル）、７は静翼６
の内周端部を拘束する環状の内輪、８は静翼６の外周端
部を外部ケーシング５に固定する環状の外輪を示す。動
翼１は、ロータ３の円周方向（回転方向）に対して複数
枚配置される。静翼６は、動翼１に対して蒸気２の上流
側に、動翼１に対応して配置される。この動翼１と静翼
６との組み合わせを「タービン段」と称す。かかるター
ビン段は、ロータ３の軸方向に対して、複数段配置され
る。蒸気２の流れの下流に向かうにつれて、動翼１の翼
長は大きくなる。静翼６により誘導された蒸気２は、動
翼１を介してロータ３を回転させる。ロータ３の端部に
は発電機が設けられており、その発電機で、回転エネル
ギーを、電気エネルギーに変換して発電を行う。
表す模式図を示す。図１中、１は動翼（ブレード）、２
はボイラで発生した蒸気、３はロータ、４は動翼１をロ
ータ３に固定するディスク、５は外部ケーシング、６は
動翼１に蒸気２を誘導する静翼（ノズル）、７は静翼６
の内周端部を拘束する環状の内輪、８は静翼６の外周端
部を外部ケーシング５に固定する環状の外輪を示す。動
翼１は、ロータ３の円周方向（回転方向）に対して複数
枚配置される。静翼６は、動翼１に対して蒸気２の上流
側に、動翼１に対応して配置される。この動翼１と静翼
６との組み合わせを「タービン段」と称す。かかるター
ビン段は、ロータ３の軸方向に対して、複数段配置され
る。蒸気２の流れの下流に向かうにつれて、動翼１の翼
長は大きくなる。静翼６により誘導された蒸気２は、動
翼１を介してロータ３を回転させる。ロータ３の端部に
は発電機が設けられており、その発電機で、回転エネル
ギーを、電気エネルギーに変換して発電を行う。
【００１５】タービン段は、作動原理上、「衝動段」と
「反動段」とに分類される。動翼１内での熱落差（エン
タルピーの変化量）とタービン段の全熱落差との比を反
動度といい、反動度がほぼ０.５ の場合を反動段とい
う。一方、反動度が０の場合を衝動段という。動翼１
は、翼根元から翼先端にわたって反動度が大きく変化す
ることから、衝動段においても、一般的に数％〜３０％
程度の反動度を与える。衝動段においては、圧力差の大
部分を静翼６で速度エネルギーに変換し、主として動翼
１に働く衝動力でロータ３にトルクを与える。よって、
衝動段の動翼の転向角は、反動段の動翼の転向角に比較
して大きい。一般に、蒸気タービンの衝動段の翼根元部
の翼形の転向角は、１２０度〜１４０度である。
「反動段」とに分類される。動翼１内での熱落差（エン
タルピーの変化量）とタービン段の全熱落差との比を反
動度といい、反動度がほぼ０.５ の場合を反動段とい
う。一方、反動度が０の場合を衝動段という。動翼１
は、翼根元から翼先端にわたって反動度が大きく変化す
ることから、衝動段においても、一般的に数％〜３０％
程度の反動度を与える。衝動段においては、圧力差の大
部分を静翼６で速度エネルギーに変換し、主として動翼
１に働く衝動力でロータ３にトルクを与える。よって、
衝動段の動翼の転向角は、反動段の動翼の転向角に比較
して大きい。一般に、蒸気タービンの衝動段の翼根元部
の翼形の転向角は、１２０度〜１４０度である。
【００１６】図２に、本発明のタービン動翼の斜視図を
示す。図２中、ａ，ｂ，ｃは切断面の翼形を示す。図
３，図４に、図２中の切断面の翼形を示す。図中、９は
蒸気２の流れ方向に対して動翼１の各切断面の翼形の最
上流に位置する前縁部、１０は蒸気２の流れ方向に対し
て動翼１の各切断面の翼形の最下流に位置する後縁部、
１１は前縁部９におけるキャンバー線の接線、１２は翼
列軸（ロータ３の円周方向線、ロータ３及び動翼１の回
転方向）、１３は後縁部１０におけるキャンバー線の接
線、ｈは翼根元端を基準にした翼根元部から翼先端部へ
向かう翼高さ、Ｈ0 は翼長（翼根元端と翼先端との間の
距離）、Ｒは前縁半径（前縁部９を構成する円弧の半
径）、ｄは翼幅（翼列軸１２に平行な線分の前縁部９に
おける接線と翼列軸１２に平行な線分の後縁部１０にお
ける接線との間隔）を示す。尚、動翼の輪郭線は、翼の
前縁から後縁にかけて複数の円を連ねてできた包絡線で
あり、キャンバー線とは、その円の中心を結んだ線をい
い、翼形の翼の中心線をいう。また、動翼１は、翼根元
から翼先端にわたってねじれている。ここで、転向角を
ε、接線１１と翼列軸１２とのなす角（入口角）を
ε1 、接線１３と翼列軸１２とのなす角(出口角)をε2
とすると、転向角εは、ε＝１８０−(ε1＋ε2）で示
される。また、動翼１に流入する蒸気２の方向は、迎え
角ｉ＝０度のときを基準に、ｉ＝＋ｉのときを腹打ち流
入といい、ｉ＝−ｉのときを背打ち流入という。任意の
切断面の翼形における適正流入角（翼形損失の最小点）
は、経験的にｉ＝０度付近である。
示す。図２中、ａ，ｂ，ｃは切断面の翼形を示す。図
３，図４に、図２中の切断面の翼形を示す。図中、９は
蒸気２の流れ方向に対して動翼１の各切断面の翼形の最
上流に位置する前縁部、１０は蒸気２の流れ方向に対し
て動翼１の各切断面の翼形の最下流に位置する後縁部、
１１は前縁部９におけるキャンバー線の接線、１２は翼
列軸（ロータ３の円周方向線、ロータ３及び動翼１の回
転方向）、１３は後縁部１０におけるキャンバー線の接
線、ｈは翼根元端を基準にした翼根元部から翼先端部へ
向かう翼高さ、Ｈ0 は翼長（翼根元端と翼先端との間の
距離）、Ｒは前縁半径（前縁部９を構成する円弧の半
径）、ｄは翼幅（翼列軸１２に平行な線分の前縁部９に
おける接線と翼列軸１２に平行な線分の後縁部１０にお
ける接線との間隔）を示す。尚、動翼の輪郭線は、翼の
前縁から後縁にかけて複数の円を連ねてできた包絡線で
あり、キャンバー線とは、その円の中心を結んだ線をい
い、翼形の翼の中心線をいう。また、動翼１は、翼根元
から翼先端にわたってねじれている。ここで、転向角を
ε、接線１１と翼列軸１２とのなす角（入口角）を
ε1 、接線１３と翼列軸１２とのなす角(出口角)をε2
とすると、転向角εは、ε＝１８０−(ε1＋ε2）で示
される。また、動翼１に流入する蒸気２の方向は、迎え
角ｉ＝０度のときを基準に、ｉ＝＋ｉのときを腹打ち流
入といい、ｉ＝−ｉのときを背打ち流入という。任意の
切断面の翼形における適正流入角（翼形損失の最小点）
は、経験的にｉ＝０度付近である。
【００１７】図５，図７に、本発明のタービン動翼の翼
高さｈと無次元前縁半径との関係を示す。図６，図８
に、本発明のタービン動翼の転向角εと無次元前縁半径
との関係を示す。ここで、無次元前縁半径（Ｒ／ｄ0 ）
とは、翼形の前縁半径Ｒを翼根元端の翼形の翼幅ｄ0 で
無次元化したものである。
高さｈと無次元前縁半径との関係を示す。図６，図８
に、本発明のタービン動翼の転向角εと無次元前縁半径
との関係を示す。ここで、無次元前縁半径（Ｒ／ｄ0 ）
とは、翼形の前縁半径Ｒを翼根元端の翼形の翼幅ｄ0 で
無次元化したものである。
【００１８】図５，図６は、蒸気タービンの高圧段又は
中圧段又は低圧段の前段側の動翼１における関係を示す
ものである。一般に、蒸気タービンの前段側の動翼にお
けるアスペクト比（翼長Ｈ0 ／翼根元の翼形の翼幅
ｄ0 ）は、０.５〜３.５程度である。図５によれば、動
翼１は、翼根元端（ｈ＝０）からの翼高さがｈ1 までは
前縁半径Ｒが減少し、翼高さがｈ1 で前縁半径Ｒが最小
値Ｒmin を示し、翼高さがｈ1 を超えると前縁半径Ｒが
やや増加している。そして、翼根元の前縁半径Ｒと、翼
先端の前縁半径Ｒとを比較すると、翼根元の前縁半径Ｒ
の方が大きく、翼根元の前縁半径Ｒが最大値Ｒmax を示
す。また、転向角εは、翼高さｈに対して、ほぼ線形的
に減少することから、転向角εと無次元前縁半径Ｒ／ｄ
0 との関係は、図６に示すように、図５の曲線に対して
Ｙ軸対称の曲線となる。よって、動翼１は、転向角εが
最小値εmim からのε1 までは前縁半径Ｒが減少し、転
向角がε1 で前縁半径Ｒが最小値Ｒmin を示し、転向角
εがε1 を超えると前縁半径Ｒが増加し、最大値Ｒmax
を示す。そして、実験結果から、翼根元部の無次元前縁
半径Ｒ／ｄ0 ＝０.０１５〜０.０６程度の範囲にある
と、入射角特性が、ほぼフラットになる。図６中、転向
角ε1 は、流入角の変化に対して翼形損失が急増するよ
うな特性を持つ翼断面の転向角の最小値であり、実験結
果などにより、多くの場合、１００度から１１０度程度
の範囲にある。図５中のｈ1 は前記転向角ε1 の翼断面
の翼高さに対応している。
中圧段又は低圧段の前段側の動翼１における関係を示す
ものである。一般に、蒸気タービンの前段側の動翼にお
けるアスペクト比（翼長Ｈ0 ／翼根元の翼形の翼幅
ｄ0 ）は、０.５〜３.５程度である。図５によれば、動
翼１は、翼根元端（ｈ＝０）からの翼高さがｈ1 までは
前縁半径Ｒが減少し、翼高さがｈ1 で前縁半径Ｒが最小
値Ｒmin を示し、翼高さがｈ1 を超えると前縁半径Ｒが
やや増加している。そして、翼根元の前縁半径Ｒと、翼
先端の前縁半径Ｒとを比較すると、翼根元の前縁半径Ｒ
の方が大きく、翼根元の前縁半径Ｒが最大値Ｒmax を示
す。また、転向角εは、翼高さｈに対して、ほぼ線形的
に減少することから、転向角εと無次元前縁半径Ｒ／ｄ
0 との関係は、図６に示すように、図５の曲線に対して
Ｙ軸対称の曲線となる。よって、動翼１は、転向角εが
最小値εmim からのε1 までは前縁半径Ｒが減少し、転
向角がε1 で前縁半径Ｒが最小値Ｒmin を示し、転向角
εがε1 を超えると前縁半径Ｒが増加し、最大値Ｒmax
を示す。そして、実験結果から、翼根元部の無次元前縁
半径Ｒ／ｄ0 ＝０.０１５〜０.０６程度の範囲にある
と、入射角特性が、ほぼフラットになる。図６中、転向
角ε1 は、流入角の変化に対して翼形損失が急増するよ
うな特性を持つ翼断面の転向角の最小値であり、実験結
果などにより、多くの場合、１００度から１１０度程度
の範囲にある。図５中のｈ1 は前記転向角ε1 の翼断面
の翼高さに対応している。
【００１９】図７，図８は、蒸気タービンの低圧段の後
段側の動翼１、主にキャンベル翼又は最終段翼における
関係を示すものである。一般に、蒸気タービンの低圧段
の後段側の動翼におけるアスペクト比は、３.５ 程度以
上である。図７によれば、動翼１は、翼根元から翼先端
に向かうにつれて、即ち翼高さｈが大きくなるに伴い、
前縁半径Ｒが減少している。そして、翼根元端（ｈ＝
０）では、前縁半径Ｒが最大値Ｒmaxを示し、翼先端
（ｈ＝Ｈ0 ）では、前縁半径Ｒが最小値Ｒminを示す。
また、前述同様、転向角εと無次元前縁半径Ｒ／ｄ0 と
の関係は、図８に示すように、図７の曲線に対してＹ軸
対称の曲線となる。よって、動翼１は、転向角εが増加
するに伴い、前縁半径Ｒが増加する。即ち、転向角εが
最大値εmax のとき、前縁半径Ｒが最大値Ｒmaxを示
し、転向角εが最小値εminのとき、前縁半径Ｒが最小
値Ｒmin を示す。そして、実験結果から、翼根元部の無
次元前縁半径Ｒ／ｄ0＝０.０１２〜０.０２ 程度の範囲
にあると、入射角特性が、ほぼフラットになる。図６
中、転向角ε1 は、流入角の変化に対して翼形損失が急
増するような特性を持つ翼断面の転向角の最小値であ
り、実験結果などにより、多くの場合、９０度から１１
０度程度の範囲にある。図５中のｈ1 は前記転向角ε1
の翼断面の翼高さに対応している。
段側の動翼１、主にキャンベル翼又は最終段翼における
関係を示すものである。一般に、蒸気タービンの低圧段
の後段側の動翼におけるアスペクト比は、３.５ 程度以
上である。図７によれば、動翼１は、翼根元から翼先端
に向かうにつれて、即ち翼高さｈが大きくなるに伴い、
前縁半径Ｒが減少している。そして、翼根元端（ｈ＝
０）では、前縁半径Ｒが最大値Ｒmaxを示し、翼先端
（ｈ＝Ｈ0 ）では、前縁半径Ｒが最小値Ｒminを示す。
また、前述同様、転向角εと無次元前縁半径Ｒ／ｄ0 と
の関係は、図８に示すように、図７の曲線に対してＹ軸
対称の曲線となる。よって、動翼１は、転向角εが増加
するに伴い、前縁半径Ｒが増加する。即ち、転向角εが
最大値εmax のとき、前縁半径Ｒが最大値Ｒmaxを示
し、転向角εが最小値εminのとき、前縁半径Ｒが最小
値Ｒmin を示す。そして、実験結果から、翼根元部の無
次元前縁半径Ｒ／ｄ0＝０.０１２〜０.０２ 程度の範囲
にあると、入射角特性が、ほぼフラットになる。図６
中、転向角ε1 は、流入角の変化に対して翼形損失が急
増するような特性を持つ翼断面の転向角の最小値であ
り、実験結果などにより、多くの場合、９０度から１１
０度程度の範囲にある。図５中のｈ1 は前記転向角ε1
の翼断面の翼高さに対応している。
【００２０】尚、上記蒸気タービンの低圧段の後段側の
動翼１の翼根元部の無次元前縁半径Ｒの規定範囲と、蒸
気タービンの高圧段又は中圧段又は低圧段の前段側の動
翼１の翼根元部の無次元前縁半径Ｒの規定範囲とが異な
るのは、動翼１の設計思想の相違によるものである。即
ち、前者の動翼に比べ、後者の動翼は、翼長が長いため
流れが三次元的になり、蒸気状態（流速，圧力，流入
角，出口マッハ数等）が半径方向に大きく変化し、さら
に遠心力の効果が大きくなり、翼の強度や振動特性を十
分管理した動翼である。
動翼１の翼根元部の無次元前縁半径Ｒの規定範囲と、蒸
気タービンの高圧段又は中圧段又は低圧段の前段側の動
翼１の翼根元部の無次元前縁半径Ｒの規定範囲とが異な
るのは、動翼１の設計思想の相違によるものである。即
ち、前者の動翼に比べ、後者の動翼は、翼長が長いため
流れが三次元的になり、蒸気状態（流速，圧力，流入
角，出口マッハ数等）が半径方向に大きく変化し、さら
に遠心力の効果が大きくなり、翼の強度や振動特性を十
分管理した動翼である。
【００２１】上記実施の形態によれば、転向角εが大き
く、翼形損失が特に大きくなる翼根元部の前縁半径Ｒを
適切に規定することにより、翼根元部の入射角特性を改
善し、翼形損失を大幅に減少できるという効果を奏す
る。さらに、全翼長で、転向角εと前縁半径Ｒとの関係
を適切に規定することにより、翼根元だけでなく、全翼
長で、入射角特性を改善し、翼形損失をさらに減少でき
るという効果を奏する。図９に、翼形損失係数と入射角
との関係図（入射角特性図）を示す。図中、転向角大と
は、一般に転向角εが大きい翼根元側を示し、転向角小
とは、一般に転向角εが小さい翼先端側を示す。また、
従来例とは、無次元前縁半径Ｒ／ｄ0＝０.０１ の動翼
をいい、本発明とは、無次元前縁半径Ｒ／ｄ0＝０.０３
５の動翼をいう。図９によれば、従来例に対して本発明
は、入射角ｉが−ｉから＋ｉの範囲で、翼形損失の度合
いを示す翼形損失係数の変化がフラットである。即ち、
本発明の動翼１は、蒸気２の流入方向が適正流入角（入
射角ｉ≒０）から偏向しても、翼形損失が急激に増加す
ることはない。
く、翼形損失が特に大きくなる翼根元部の前縁半径Ｒを
適切に規定することにより、翼根元部の入射角特性を改
善し、翼形損失を大幅に減少できるという効果を奏す
る。さらに、全翼長で、転向角εと前縁半径Ｒとの関係
を適切に規定することにより、翼根元だけでなく、全翼
長で、入射角特性を改善し、翼形損失をさらに減少でき
るという効果を奏する。図９に、翼形損失係数と入射角
との関係図（入射角特性図）を示す。図中、転向角大と
は、一般に転向角εが大きい翼根元側を示し、転向角小
とは、一般に転向角εが小さい翼先端側を示す。また、
従来例とは、無次元前縁半径Ｒ／ｄ0＝０.０１ の動翼
をいい、本発明とは、無次元前縁半径Ｒ／ｄ0＝０.０３
５の動翼をいう。図９によれば、従来例に対して本発明
は、入射角ｉが−ｉから＋ｉの範囲で、翼形損失の度合
いを示す翼形損失係数の変化がフラットである。即ち、
本発明の動翼１は、蒸気２の流入方向が適正流入角（入
射角ｉ≒０）から偏向しても、翼形損失が急激に増加す
ることはない。
【００２２】したがって、タービン出力や蒸気状態（流
速，温度，圧力等）の異なる複数の蒸気タービンに、本
発明の動翼を採用すれば、蒸気の流入方向が適正流入角
から偏向しても、タービン段の段落損失の増加を防止す
るという効果を奏する。
速，温度，圧力等）の異なる複数の蒸気タービンに、本
発明の動翼を採用すれば、蒸気の流入方向が適正流入角
から偏向しても、タービン段の段落損失の増加を防止す
るという効果を奏する。
【００２３】以下、本発明の他の実施の形態について説
明する。
明する。
【００２４】図１０に、本発明のタービン動翼の横断面
を表す模式図を示す。図１０は、４段のタービン段から
なるタービンコンポーネントに、本発明の技術思想を適
用した場合を示す。本発明の技術思想は、複数のタービ
ン段における各々のタービン動翼の関係にも適用でき
る。図１０中、１２はタービンコンポーネント、１４a1
〜１４a4はタービンコンポーネント１２内の各タービン
段を構成する動翼１５ａ，１５ｂは作動流体の流れ方向
を示す。作動流体（例えば、蒸気２）は１５ａの方向か
ら入り仕事をした後、１５ｂの方向に排出される。本発
明によれば、異なる動翼同士においても前記内容がその
まま当てはまる。即ち、各動翼内の各翼形の転向角と無
次元前縁半径との間には、上記実施の形態に示す関係
(図５〜図８)が成り立つ。ここで、タービンコンポーネ
ントとは、例えば蒸気タービンの場合、高圧タービン，
中圧タービン，低圧タービンを表す。また、本実施例で
は、一つのタービンコンポーネント内の動翼同士を対象
にしたが、複数のタービンコンポーネントにまたがる動
翼同士についても成り立つ。
を表す模式図を示す。図１０は、４段のタービン段から
なるタービンコンポーネントに、本発明の技術思想を適
用した場合を示す。本発明の技術思想は、複数のタービ
ン段における各々のタービン動翼の関係にも適用でき
る。図１０中、１２はタービンコンポーネント、１４a1
〜１４a4はタービンコンポーネント１２内の各タービン
段を構成する動翼１５ａ，１５ｂは作動流体の流れ方向
を示す。作動流体（例えば、蒸気２）は１５ａの方向か
ら入り仕事をした後、１５ｂの方向に排出される。本発
明によれば、異なる動翼同士においても前記内容がその
まま当てはまる。即ち、各動翼内の各翼形の転向角と無
次元前縁半径との間には、上記実施の形態に示す関係
(図５〜図８)が成り立つ。ここで、タービンコンポーネ
ントとは、例えば蒸気タービンの場合、高圧タービン，
中圧タービン，低圧タービンを表す。また、本実施例で
は、一つのタービンコンポーネント内の動翼同士を対象
にしたが、複数のタービンコンポーネントにまたがる動
翼同士についても成り立つ。
【００２５】上記本発明の実施の形態においては、蒸気
タービンの衝動段に使用されるタービン動翼を示した
が、本発明の技術思想は、ガスタービンの衝動段に使用
されるタービン動翼においても同様に効果を奏する。
タービンの衝動段に使用されるタービン動翼を示した
が、本発明の技術思想は、ガスタービンの衝動段に使用
されるタービン動翼においても同様に効果を奏する。
【００２６】また、上記本発明の実施の形態において
は、翼長方向（ロータの半径方向）が直線的に形成され
るタービン動翼を示したが、本発明の技術思想は、Bow
翼やコンパウンドリーン翼と称される翼長方向に３次元
スタッキングして、湾曲するタービン動翼においても同
様に効果を奏する。
は、翼長方向（ロータの半径方向）が直線的に形成され
るタービン動翼を示したが、本発明の技術思想は、Bow
翼やコンパウンドリーン翼と称される翼長方向に３次元
スタッキングして、湾曲するタービン動翼においても同
様に効果を奏する。
【００２７】
【発明の効果】本発明によれば、転向角の大きさに基づ
いて、前縁半径を適切に規定することにより、動翼に流
入する流体の偏向による入射角損失の増加を抑制すると
いう効果を奏する。
いて、前縁半径を適切に規定することにより、動翼に流
入する流体の偏向による入射角損失の増加を抑制すると
いう効果を奏する。
【図１】本発明のタービン動翼の横断面を表す模式図。
【図２】本発明のタービン動翼の斜視図。
【図３】図２中の切断面の翼形を示す図。
【図４】図２中の切断面の翼形を示す図。
【図５】本発明のタービン動翼の翼高さｈと無次元前縁
半径との関係を示す図。
半径との関係を示す図。
【図６】本発明のタービン動翼の転向角εと無次元前縁
半径との関係を示す図。
半径との関係を示す図。
【図７】本発明のタービン動翼の翼高さｈと無次元前縁
半径との関係を示す図。
半径との関係を示す図。
【図８】本発明のタービン動翼の転向角εと無次元前縁
半径との関係を示す図。
半径との関係を示す図。
【図９】翼形損失係数と入射角との関係図。
【図１０】本発明のタービン動翼の横断面を表す模式
図。
図。
１，１４a1〜１４a4…動翼、２…蒸気、３…ロータ、４
…ディスク、５…外部ケーシング、６…静翼、７…内
輪、８…外輪、９…前縁部、１０…後縁部、１１，１３
…キャンバー線の接線、１２…翼列軸、１５ａ…作動流
体の流入方向、１５ｂ…作動流体の排出方向、Ｈ0 …翼
長、Ｒ…前縁半径、ｄ…翼幅。
…ディスク、５…外部ケーシング、６…静翼、７…内
輪、８…外輪、９…前縁部、１０…後縁部、１１，１３
…キャンバー線の接線、１２…翼列軸、１５ａ…作動流
体の流入方向、１５ｂ…作動流体の排出方向、Ｈ0 …翼
長、Ｒ…前縁半径、ｄ…翼幅。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 坪内 邦良 茨城県日立市大みか町七丁目２番１号 株 式会社日立製作所電力・電機開発本部内
Claims (4)
- 【請求項１】１８０度から、流入流体の上流側に位置す
る前縁部におけるキャンバー線の接線と当該タービン動
翼の回転方向との間に形成される入口角と、前記流入流
体の下流側に位置する後縁部における前記キャンバー線
の接線と前記回転方向との間に形成される出口角とを減
算して得る転向角の変化に伴って、前記前縁部を形成す
る円弧の前縁半径が変化するタービン動翼において、 前記転向角が大きい翼形の前縁半径が、前記転向角が小
さい翼形の前縁半径よりも大きいことを特徴とするター
ビン動翼。 - 【請求項２】１８０度から、流入流体の上流側に位置す
る前縁部におけるキャンバー線の接線と当該タービン動
翼の回転方向との間に形成される入口角と、前記流入流
体の下流側に位置する後縁部における前記キャンバー線
の接線と前記回転方向との間に形成される出口角とを減
算して得る転向角の変化に伴って、前記前縁部を形成す
る円弧の前縁半径が変化するタービン動翼において、 前記転向角が大きくなるに伴い、前記前縁半径が大きく
なることを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項３】タービンの衝動段に用いられるタービン動
翼において、 流入流体の上流側に位置する前縁部を形成する円弧の前
縁半径の大きさと翼根元端の翼幅との比率を、１８０度
から、流入流体の上流側に位置する前縁部におけるキャ
ンバー線の接線と当該タービン動翼の回転方向との間に
形成される入口角と、前記流入流体の下流側に位置する
後縁部における前記キャンバー線の接線と前記回転方向
との間に形成される出口角とを減算して得る転向角の大
きさが最大となる翼形で０.０１２ 以上としたことを特
徴とするタービン動翼。 - 【請求項４】タービンの衝動段に用いられるタービン動
翼において、 流入流体の上流側に位置する前縁部を形成する円弧の前
縁半径の大きさと翼根元端の翼幅との比率を、翼根元部
で０.０１２ 以上としたことを特徴とするタービン動
翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34464297A JPH11173104A (ja) | 1997-12-15 | 1997-12-15 | タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34464297A JPH11173104A (ja) | 1997-12-15 | 1997-12-15 | タービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11173104A true JPH11173104A (ja) | 1999-06-29 |
Family
ID=18370850
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34464297A Pending JPH11173104A (ja) | 1997-12-15 | 1997-12-15 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11173104A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6799948B2 (en) | 2001-01-12 | 2004-10-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade of a gas turbine |
| JP2006336637A (ja) * | 2005-06-01 | 2006-12-14 | Honda Motor Co Ltd | 軸流型回転流体機械の翼 |
| JP2014015858A (ja) * | 2012-07-06 | 2014-01-30 | Hitachi Ltd | 軸流タービン動翼 |
| JP2016008592A (ja) * | 2014-06-26 | 2016-01-18 | 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 |
| JP2016017491A (ja) * | 2014-07-10 | 2016-02-01 | 株式会社Ihi | タービン動翼 |
| JP2017122406A (ja) * | 2016-01-07 | 2017-07-13 | 三菱重工業株式会社 | 軸流タービン |
-
1997
- 1997-12-15 JP JP34464297A patent/JPH11173104A/ja active Pending
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6799948B2 (en) | 2001-01-12 | 2004-10-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade of a gas turbine |
| JP2006336637A (ja) * | 2005-06-01 | 2006-12-14 | Honda Motor Co Ltd | 軸流型回転流体機械の翼 |
| JP4537951B2 (ja) * | 2005-06-01 | 2010-09-08 | 本田技研工業株式会社 | 軸流型回転流体機械の翼 |
| JP2014015858A (ja) * | 2012-07-06 | 2014-01-30 | Hitachi Ltd | 軸流タービン動翼 |
| JP2016008592A (ja) * | 2014-06-26 | 2016-01-18 | 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 |
| US11220909B2 (en) | 2014-06-26 | 2022-01-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade row, turbine stage, and axial-flow turbine |
| JP2016017491A (ja) * | 2014-07-10 | 2016-02-01 | 株式会社Ihi | タービン動翼 |
| JP2017122406A (ja) * | 2016-01-07 | 2017-07-13 | 三菱重工業株式会社 | 軸流タービン |
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