JPS61108805A - 軸流タービンの遷音速静翼列 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の利用分野〕 本発明は、軸流タービンの遷音速静翼に係り、特にター
ビンの円周方向に隣接する静翼間の翼列流路を流れる気
体の速度を亜音速から超音速に効率よく遷移させ、かつ
流出マツハ数の低下時のタービン効率の低下を抑制する
ために好適な軸流タービンの遷音速静翼に関する。

〔発明の背景〕

この種軸流タービンの静翼では、主として蒸気タービン
最終段静翼の半径方向内側根元部における蒸気の流れ状
態が音速を超えている６そして。

タービンの円周方向に隣接する静翼間に形成された翼列
流路に、蒸気が音速より低い亜音速で入り、超音速で出
て行くことから遷音速静翼と呼ばれている。

ところで、タービン効率を損うことなく亜音速から超音
速へ遷移させようとすると、翼形の後縁部の厚さが薄い
ため、理論上の最適流動状態を実現するのは不可能であ
る場合が多い。

そこで、先行技術としてのトランザクション・オブ・ア
スメ・ジャーナル・オブ・エンジニアリング・フォア・
パワー（Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅＡＳＭ
Ｅ　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｆ
ｏｒ　Ｐｏｗｅｒ　１９６４年１月）には、第８図およ
び第９図に示すような翼形が開示されている。

その第８図に示すものは、タービンの円周方向（以下１
周方向という）に隣接させて静翼１ａ。

１ｂが設けられている。これらの静翼１ａ、ｌｂは、圧
力側２ａ、２ｂと吸込側３ａ、３ｂとを有して構成され
ている。そして、一方の静翼１ａの吸込側３ａと他方の
静翼１ｂの圧力側２ｂとで翼列流路４が形成されている
。各静翼１ａ、Ｌｂの圧力側２ａ＋　２ｂは、前端部か
らほぼ中間部までは凹曲面に形成され、この凹曲面から
後端部に近い位置までは平坦面に形成され、この平坦面
から後端部までの点Ｐ１．Ｐ２間は凹曲面に形成されて
いる。各静翼１ａ、ｌｂの吸込側３ａ、’３ｂは。

前端部からほぼ中間部までは凸曲面に形成され、この凸
曲面から点Ｓ１．Ｓ、間は凹曲面に形成され、この凹曲
面から後端部までは平坦面に形成されている。前記翼列
流路４は、前端部から点５ｔｙＰ、の位置までは先細り
に形成され、この点５ｌｌＰ、間は最小流路幅０．とさ
れ、流路後端部である点ｓ２．　ｐ２間は点ｓ、　、　
ｐ１間より広い幅０２に形成されていて、前記点Ｓ１．
Ｐ１から点ｓ、、ｐ、間は末広がりに形成されている。

この第８図に示す翼形のものでは１点５ｔｌＰ１の位置
がシャープエツジになっており、この点ｓ１．ｐ工間に
最小流路幅０１が設定されていて、気体の超音速膨張を
行うようになっている。

次に、第９図に示すものは、各静ｇ１．ａ、ｌｂの圧力
側２ａ、２ｂは前端部からほぼ中間部まで凹曲面に形成
され、この凹曲面から後端部まで平坦面に形成されてい
る。各静翼１ａ、ｌｂの吸込側３ａ、３ｂは、前端部か
らほぼ中間部の位置である点−８１まで凸曲面に形成さ
れ、この凸曲面から後端部まで平坦面に形成されている
。また、翼列流路４は前端部から点ｓ１．ｐ、の位置ま
では先細りに形成され、この点ｓ１．ｐ、間は最小流路
幅０□　とされ、この点ｓ１．ｐ、より後端部側の点ｓ
２．ｐ、間は幅０工から広い幅ｏ２に形成されていて、
点ｓ、、ｐ１からＳ２．Ｐ、間は末広がりに形成されて
いる。

この第９図に示す翼形では１点Ｓ１にシャープエツジが
形成されており、この点Ｓ１　を含む最小流路幅０１の
位置まで気体の超音速膨張を行うようになっている。

第１０図は、前記先行技術の翼形についての、翼列性能
を示す。

この第１０図に示すように、先行技術では設計点で運動
エネルギー損失が最小になるが、翼列流路からマツハ数
が設計点より大きくなっても、小さくなっても運動エネ
ルギー損失が急増する問題がある。特に、先行技術の翼
形は、第８図に示すものでは点ｓ、、ｐ１．第９図に示
すものでは点Ｓ１　のシャープエツジにより気体の超音
速膨張を行うようにしているため、流出マツハ数が１．
０付近で翼列流路の末広がり部分での境界層が厚くなる
ので、急激に運動エネルギー損失が大きくなるという問
題があった。

〔発明の目的〕

本発明の目的は、前記従来技術の問題を解決し。

翼列流路を流れる流体の速度を亜音速から超音速に効率
よく遷移させることができ、かつ設計流出マツハ数より
も小さい流出マツハ数での運動エネルギー損失を低減さ
せ得る軸流タービンの遷音速静翼を提供するにある。

〔発明の概要〕

本発明の特徴は、各静翼の後端部を圧力側および吸込側
とも平坦面に形成し、各静翼の吸込側における平坦面を
、吸込側に隣接する静翼の後端部から降ろした直線と直
角に交わる位置まで延ばし、さらに各静翼の吸込側の前
記平坦面の前端部側に、凸円弧面とこれに近似の曲面と
のいずれかの曲面を形成し、この曲面内に前記翼列流路
の最狭部を設けたところにあり、この構成により、前記
目的を全て達成することができる。

〔発明の実施例〕

以下、本発明の実施例を図面により説明する。

第１図は、本発明の一実施例を示すもので１周方向に配
列された静翼列のうちの、隣接する二つの静ｇｌｌａ、
ｌｌｂについて示している。

前記静翼１１ａ、ｌｌｂは、同じ翼形に形成されており
、圧力側１２ａ、１２ｂと、吸込側１３ａ。

１３ｂとによって形成されている。

前記外ｆｉ１１ａ、ｌｌｂの圧力側１２ａ、１２ｂは、
前端部から後端部に向かって途中まては凹曲面に形成さ
れ、この凹曲面から後端部まで平坦面に形成されている
。前記静翼１１ａ、ｌｌｂの吸込側１３ａ、１３ｂは、
前端部から後端部までのほぼ中間部に当たる点Ｓ　、ｔ
までは凸曲面に形成され、該中間部の点Ｓ　１１１　Ｓ
、、間は中心Ｑから半径Ｒ６の凸円弧面に形成され、こ
の凸円弧面から後端部までは、凸円弧面の接線方向に伸
びる平坦面に形成されている。そして、一方の静翼１１
ａの吸込側１３ａの平坦面は、この吸込側１３ａに隣接
する他方の静翼１１ｂの圧力側１２ｂの後端部から降ろ
した直線と直角に交わる位置、すなわち第１図中点Ｐ１
□と点Ｓ　１２とを結ぶ位置まで延びている、 前記一方の静翼１１ａの吸込側１３ａと他方の静翼１１
ｂの圧力側１２ｂ間には、翼列流路１４が形成されてい
る。この翼列流路１４は、前端部から後端部に向って途
中まで、すなわち点Ｓ工、。

Ｐ□１の位置までは先細りに形成され、この先細り部分
から後端部まで、つまり点５ｔｔｔｐ１□の位置までは
末広がりに形成されている０、すなわち、一方の静翼１
１ａの凸円弧面の中心Ｑから凸円弧面内の点Ｓｉｔを通
って他方の静翼１１ｂの圧力側１２ｂと交わる点Ｐ１□
と、前記点Ｓ　１１間が最小流路幅０，１に形成されて
いて、翼列流路１４の最狭部とされ、また一方の静Ｘ　
１１　ａの凸円弧面の中心Ｑから凸円弧面内の点Ｓｔｚ
と他方の静翼１１ｂの後端部の点Ｐ□□とを結んだ幅０
１□は前記幅０．□より広く形成されている。

前記凸円弧面内に設けられた翼列流路１４の最狭部とし
ての点Ｐ　ｉｌｌ　Ｓｉｔと凸円弧面の中心Ｑとを結ん
だ辺Ｐｘ１ＳｔｔＱと、翼列流路１４の後端部としての
点Ｐ１．．　Ｓ１□と凸円弧面の中心Ｑとを結んだ辺Ｐ
１□Ｓ１□Ｑとの間の角φは、設計流出マツハ数に対す
るＰｒａｎｄｔｌ　Ｍｅｙｅｒ函数νによって決定され
ている。

次に、第２図はタービン翼の後端部の設計法を示し、第
３図はタービン翼の速度三角形を示す。

その第３図において、実線は静翼の速度三角形を示し、
鎖線は動翼の速度三角形を示す。

これらの図により、タービン翼の設計について説明する
と、熱設計により第３図に示すような速度三角形が決定
されると、静翼から流出する気体としての蒸気の速度Ｖ
□を音速で割った流出マツハ数Ｍが決まる。また、この
時の蒸気の流出角はα。である。一方、熱設計より蒸気
流量が決定されるが、超音速流の場合の流量は入口の蒸
気条件に対する臨界流量になるので、これより所定の流
量を流すための最小流路ＷＯ１，が決まる。さらに。

翼のコード長、半径方向位置などを考慮して翼枚数を決
定する。この翼形の半径方向位置と翼枚数より翼列ピッ
チｔが決まる。

ついで、前記流出マツハ数Ｍに対するｐｒａｎｄｔ１Ｍ
ｅｙｅｒ函数υを次式により求める。

ここで、に：気体の断熱指数 ν：　Ｐｒａｎｄｔｌ　Ｍｅｙｅｒ函数をラジアンで表
した値 である。

次に第２図において一方の静ｙＬ１１　ａの吸込側１３
ａの後端部の平坦面と周方向とのなす角βを。

翼列流路１４から出る蒸気の流出角α。と等しく取る。

また、周方向の翼列ピッチしを取り、一方の静Ｒ１１ａ
の吸込側１３ａに隣接する他方の静翼１１ｂの後端部か
ら前記吸込側１３ａの平坦面に向かって垂直を降ろす。

次に、静ｇ　Ｉ　Ｌ　ａの後端部において、吸込側１３
ａの平坦面と圧力側１２ａの平坦面とによって形成され
る翼後縁角θを（１）式のＰｒａｎｄｔｌ　Ｍｅｙｅｒ
函斂νと等しく取る。さらに、静Ｒ１１ａの吸込側１３
ａの点Ｓ　Ｌ＋から点Ｓ１．までの凸円弧面の半径Ｒ６
を次式によって決定する。

１−ｃｏｓ　θ 次に、他方の静ｇｌｌｂの後端部ｐ　ｔ２から一方の静
翼１１ａの吸込側１３ａの平坦面の点Ｓ１□に降ろした
垂線を延長し、点Ｓ１□から延長線−Ｆに前記（２）式
で求めた半径ＲＡを取り、凸円弧面の中心Ｑを定める、
ついで、辺Ｐ、、Ｓ１□Ｑから静翼１１ａの前端部側に
前ｖ！、′！Ａ後縁角θと等しい角、すなわち（１）式
のＰｒａｎｄｔｌ　Ｍｅｙｅｒ函数νと函数−角を取っ
て直線を引き、半径Ｒｓを取り、この直線と静翼１１ａ
の吸込側１３ａとが交わる位置に点Ｓ　１１を取り、さ
らに点Ｓ１．を通る延長線と他方の静翼１１ｂの圧力側
１２ｂの平坦面とが交わる位置に点Ｐ１１を定める。こ
れにより、角Ｐ１□Ｐ１．Ｑが直角になり、最小流路幅
０１１の位置を決めることができる。

この時、理想的な遷音速流れを得るためには、幅０１２
と幅Ｏ工□の比は次式を満足させる必要がある。

に＋１ ・・・（３） 一方、超音速流になった場合の流出角α。は次式の関係
によって決まる。

に＋１ しＭに＋１２ ・・・（４） また、０１□＝　ｓｉｎ　β・ｔであるから、前述のよ
うに実際の蒸気の流出角α。と、静翼１１ａの吸込側１
３ａの後端部の平坦面と周方向とのなす角βが等しけれ
ば、Ｘ列流路１４の末広がり部分の面積比が０１□１０
１□は、前記（４）式と同じになり、前記末広がり部分
の流路拡大率が流出マツハ数に適した値になっているこ
とが分かる。

前記本発明の実施例において、実際の蒸気の流出角α。

と、静翼１１ａの吸込側１３ａの後端部の平坦面と周方
向とのなす角βを等しくしたことを重要な点である。

第４図は、この点についての実験結果を示す。

そして、この第４図に示す実験結果は、第５図に示すよ
うに、翼列ピッチｔを変えて、一方の静翼１１ａに隣接
する他方の静翼１１ｂの後端部Ｐ、２と凸円弧面の中心
のとを結んだ直線Ｐ、Ｑ　が、本発明の実施例に示すよ
うに一方の静ｇ　１１　ａの吸込側１３ａにおいて点Ｓ
、２で交わる場合と、これより角度εだけ静翼１１ａの
前端部または後端部側に移した場合の、前記第１０図に
示した運動エネルギー損失が最小となる流出マツハ時の
前記流出角α。と角βとの関係を示すものである。

この実施結果から、本発明の実施例のように、前記角度
ξが零の場合、α。＝βを満足していることが分かる。

なお、本発明において、流出マツハ数がｒｌＪに限りな
く近づくと、第１図に示す幅０１．と幅Ｏｔ　２とが等
しくなり、φ＝０となる７しかし、静翼の翼後縁角θ１
よ翼形を形成するうえで、０度にすることはできなく、
製作および強度上可能な有限な値にする必要がある。

次に、第６図は亜音速流用のいわゆる先細流路を形成す
る静翼と、本発明のごとくいわゆる中細流路を形成する
静翼とについて運動エネルギー損失の相対比較を行った
結果を示す。

この第６図から次のことが理解される。すなわち、１点
Ｉ！４線５で示すように、流出マツハ数が１．３程度ま
では、むしろ亜音速流用の先細流路を形成する静翼の方
が良好な性能が得られる。また、細い鎖線６ａ〜６ｅが
中細流路を形成する静翼の相対損失であり、各流出マツ
ハ数に適した最小損失になる点を結んだのが太い実線８
および太い鎖線７である。そして、鎖線７は静翼の翼後
縁角Ｏを流出マツハ数に対するＰｒａｎｄｔｌ　Ｍａｙ
ｅｒ函数と等しくした場合であるが、前記翼後縁角θが
大きくなって来ると、静翼の後端部における吸込側の流
れと圧力側の流れの衝突による衝撃波が発し、流出マツ
ハ数が１゜５５　より大きくなると運動エネルギー損失
が急激に増加する。これに対して。

実線８は翼後縁角θを設計流出マツハ数１．５５以上で
は、この流出マツハ数に対するＰｒａｎｄｔ１Ｍｅｙｅ
ｒ函数の１４．５度で抑え、前記（３）式の流路拡大率
のみを満足するように凸円弧面の半径Ｒｓを選んだ場合
であり、鎖線７の場合より運動エネルギー損失を小さく
することができる。

この第６図に示す結果から、本発明において静翼の翼後
縁角θは流出マツハ数１．３　と１．５５に対する蒸気
のＰｒａｎｄｔｌ　Ｍｅｙｅｒ函数の値である６、５〜
１４．５度の範囲で用いるのが良好な性能が得られるこ
とが分かる。

第７図は、第９図に示した先行技術による遷音速静翼と
、本発明による遷音速静翼の運動エネルギー損失の流出
マツハ数に対する変化の一例を相対値で示す。

この第７図において、鎖線９が前記第９図に示す先行技
術の運動エネルギー損失であり、実線１ｏが本発明の運
動エネルギー損失である。前記第９図に示す先行技術で
は、気体としての蒸気の膨張に必要な流れの転向角を、
翼列流路の最狭部で一度に行っているのに対して１本発
明では翼列流路の末広がり部分で均等に行っており、こ
の末広がり部分で良好な流れを得ることができ、したが
って本発明では運動エネルギー損失を小さく抑えること
ができる６また、先行技術では設計流出マツハ数より低
い流出マツハ数領域において、翼列流路の最狭部以降の
吸込側で急激な剥離現象が起こり、運動エネルギー損失
が急増するのに対して、本発明では設計流出マツハ数よ
り低い流出マツハ数領域においても、静翼の吸込側に形
成された凸円弧面により蒸気の膨張が促進され、剥離現
象を小さくすることができるので、低流出マツハ数での
運動エネルギー損失を大幅に低減することができる。こ
れにより、タービンの部分負荷による流出マツハ数の低
下、または夏期の復水器の冷却水温度の上昇に伴う排気
真空低下による流出マツハ数の低下時のタービン効率の
低下を抑制することができる。

以上の実施例では、静翼の吸込側の平坦面の前端部側に
凸円弧面を形成した場合を例示したが、本発明では凸円
弧面に近似の曲面としても前述したところと同様に作用
する。

〔発明の効果〕

以と説明した本発明によれば、各静翼の後端部を圧力側
および吸込側とも平坦面に形成し、各静翼の吸込側にお
ける平坦面を、吸込側に隣接する静翼の後端部から降ろ
した直線と直角に交わる位置まで延ばし、さらに各静翼
の吸込側の前記平坦面の前端部側に、凸円弧面とこれに
近似の曲面とのいずれかの曲面を形成し、この曲面内に
前記翼列流路の最狭部を設けたことにより、８列流路の
末広がり部分にシャープエツジがなく、前記末広がり部
分で翼列流路を流れる気体の速度を亜音速から超音速に
効率よく遷移させ得る効果がある。

また、本発明によれば、翼列流路の末広がり部分で気体
の膨張を徐々に促進することができるので、設計流出マ
ツハ数より低い流出マツハ数領域での運動エネルギー損
失を大幅に低減し得るので、流出マツハ数低下時のター
ビン効率の低下を抑制し得る効果がある、

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例を示す図、第２図は第１図に
示す実施例における静翼の後端部の設計法の説明図、第
３図は同設計法に用いられる蒸気の速度三角形を示す図
、第４図は第１図に示す実施例における静翼の７列ピッ
チを変えた時の実験結果を示すグラフ、第５図は同翼列
ピッチを変えた状態を示す図、第６図は亜音速流用の先
細流路の静翼と、中Ｉ′ｌｌ流路の静Ｓ（どの運動エネ
ルギー損失の相対比較図、第７図は先行技術と本発明と
の運動エネルギー損失の特性の相対比較図、第８図およ
び第９図はそれぞれ先行技術を示す図、第１０図は先行
技術の運動エネルギー損失と流出マツハ数との関係を示
すグラフである。 １１ａ、ｌｌｂ・・・周方向に隣接する静翼、１２ａ。 １２ｂ・・・静翼の圧力側、１３ａ、１３ｈ・・・同吸
込側、１４・・・翼列流路１点５ＩＩＩＳ＋２間・・・
凸円弧面、Ｑ・・・凸円弧面の中心、Ｒｓ・・・同半径
、幅０１．・・・翼列流路の最狭部、点５ＩＩＩＰＩＩ
〜点８１２１　ＰＨｙ・・・翼列流路の末広がり部分、
φ・・・辺Ｐ、、Ｓｌ、Ｑと辺Ｐ、２Ｓ、、Ｑの間の角
であって凸円弧面の中心角、θ・・・静翼の翼後縁角。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、タービンの円周方向に隣接する一方の静翼の吸込側
   と他方の静翼の圧力側とにより翼列流路を形成するとと
   もに、この翼列流路の前端部から後端部に向かつて途中
   までは先細りに形成し、この先細り部分から後端部まで
   を末広がりに形成した遷音速静翼において、各静翼の後
   端部を圧力側および吸込側とも平坦面に形成し、各静翼
   の吸込側における平坦面を、吸込側に隣接する静翼の後
   端部から降ろした直線と直角に交わる位置まで延ばし、
   さらに各静翼の吸込側の前記平坦面の前端部側に、凸円
   弧面とこれに近似の曲面とのいずれかの曲面を形成し、
   この曲面内に前記翼列流路の最狭部を設けたことを特徴
   とする軸流タービンの遷音速静翼。 ２、特許請求の範囲第１項において、前記各静翼の吸込
   側の平坦面の前端部側に、凸円弧面を形成するとともに
   、この凸円弧面内に設けられた翼列流路の最狭部と凸円
   弧面の中心とを結んだ辺と、翼列流路の後端部と凸円弧
   面の中心とを結んだ辺との間の角を、各静翼の圧力側の
   平坦面と吸込側の平坦面間で形成された翼後縁角と等し
   くしたことを特徴とする軸流タービンの遷音速静翼。 ３、特許請求の範囲第２項において、前記翼後縁角を６
   ．５〜１４．５度としたことを特徴とする軸流タービン
   の遷音速静翼。