JPS6158642B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は軸流タービンの静翼翼列を構成する静
翼に関するものである。

一般に軸流タービンの段落内損失としては、漏
洩損失、翼形損失、二次流れ損失および迎え角損
失などが考えられ、これら損失の低減はタービン
効率向上あるいは省エネルギ対策として重要であ
る。

しかしながら前述の損失のうちで、側壁上の境
界層と流路渦が強い相互作用を及ぼしながら流れ
ることによる二次流れ損失は、その現象の複雑さ
のために確固たる低減対策がないのが現状であ
る。この二次流れ損失は、特に蒸気タービンの高
中圧段、ガスタービンなどのようにアスペクト比
（翼コード／翼高さ）の大きい軸流タービンの翼
列内で大きな損失割合を示し、前記軸流タービン
の性能向上のうえで大きな障害となつている。

前記二次流れ損失の低減措置として、従来 (i) 側壁への遮へい板設置、 (ii) 側壁の絞り構造、 等が提案されている。

しかしながらこれら従来の低減措置は、翼列装
置内流れの二次元性に着目したものであり、実際
上の軸流タービン内での円環翼列としての三次元
性に着目したものではない。しかも前記従来の低
減措置は実用性に乏しいため、前記軸流タービン
の二次流れ低減対策の確立された技術として定着
していない。

第１図ａ，ｂは二次元翼列実験での翼列の内部
流れの様子と翼列の損失分布を示すものである。

その第１図ａは翼列内部流れの様子を示すもの
で、この図に示されるごとく、翼列内部流れは側
壁境界層と流路渦の相互作用により、翼根元側壁
５および翼先端側壁６の近傍で、翼列元二次流れ
４および翼先端二次流れ３が発生する。これら二
次流れは両側壁の上では翼の腹側１から背側２に
向つて流れる複雑な渦流れである。

第１図ｂは翼内部の損失を示すもので、翼内部
の損失は、翼形損失７と二次流れによる損失（以
下二次流れ損失という）８に大別される。

そして二次流れ損失８は第１図ｂからわかるよ
うに翼根元および翼先端の近傍で大きな値を示
す。しかし二次元翼列では、翼根元および翼先端
近傍の各二次流れ損失の大きさは互いに同じ大き
さとなる。

ところが、円環翼列のような三次元の流れでは
前記第１図ａ，ｂのようにはならず、実験結果に
よれば二次流れの領域と強さは翼根元近傍と翼先
端近傍とでは大きく異なり、圧力分布は翼の半径
方向、すなわち翼長方向に一定とならず、翼先端
に近づくにつれて圧力が大きくなる。

第２図ａ，ｂは円環翼列内の流れの様子と損失
分布を示すものである。

そして第２図ａは翼列の内部流れの様子を示
し、円環翼列の翼先端近傍の二次流れ３の領域は
翼根元方向へと拡大していき、逆に翼根元近傍の
二次流れ４の領域は押しつぶされる形となる。

第２図ｂは翼内部の損失を測定し、その結果を
図示したもので、この図から容易にわかるよう
に、翼先端近傍の二次流れ損失８は、翼根元近傍
の二次流れ損失９に比べて、その領域、大きさと
も数倍大きくなつている。

従つて前記翼先端近傍での二次流れ損失を低減
すれば、必然的にタービン効率の向上を図ること
ができる。

また二次流れが発生すると二次流れ損失が発生
するだけでなく、翼の流出角に偏向が生じる。

なお第３図は二次流れによる翼長中心部（P.C.
D.）の流出角からの偏向を示したもので、二次
流れが発生すると側壁近傍の流出角は第３図の偏
向角分布曲線１０に示されるように偏向し、所定
の流出角が得られなくなる。そのため二次流れの
発生は、それ自身の損失の他にも次の動翼への流
入角を変化させるため、動翼の迎え角損失を増大
してしまう。従つて静翼の二次流れ損失を低減す
ることは、動翼の迎え角損失の低減にも関連する
ことであり、二次流れ損失の低減がいかに重要か
が明確に理解される。

第４図は従来のタービン段落を示すもので、静
翼１１は下部ダイヤフラム１２と上部ダイヤフラ
ム１３とに連結されており、また静翼１１は動翼
１４に対して主流方向１５の上流側に配置されて
いる。そして前記第１図ａ，ｂ、第２図ａ，ｂお
よび第３図の説明は第４図に示される静翼１１に
該当するものである。

本発明の目的は静翼の翼先端近傍の二次流れ損
失を低減し、段落効率を向上しうる軸流タービン
の静翼を提供することにある。

本発明の特徴は翼根元と翼先端とをそれぞれ側
壁に連結した静翼を環状に配列した軸流タービン
の静翼翼列において、前記静翼の翼根元から翼先
端に至る翼長の少なくとも二次流れ損失発生位置
から翼の最先端までの翼弦長および翼厚みが、翼
根元側から翼先端側に向うに従い、主流方向の上
流側に漸増する形状に形成するとともに、該静翼
の主流方向の断面形状を翼根元から翼先端に至る
まで相似形とし、かつ、前記静翼の主流方向の上
流側に増長された翼弦長の増加分Δｃと、翼長ｌ
との比Δｃ／ｌを0.1乃至1.0に設定する。この構
成により静翼の翼先端近傍の二次流れ損失を減少
でき、もつて段落効率の向上を図りうる軸流ター
ビンの静翼を得たものである。

以下本発明を図面に基づいて説明する。

第５図は本発明の一実施例を示すもので、静翼
１６は動翼２３に対して主流方向１５の上流側に
配置されている。

前記静翼１６の内周側たる翼根元１７は下部ダ
イヤフラム２１に連結され、外周側たる翼先端１
８は上部ダイヤフラム２２に連結されている。

また静翼１６はこの実施例では異根元１７から
翼先端１８に向うに従い、翼弦長および翼厚みが
主流方向１５の上流側に漸増する形状に形成され
ている。すなわち第５図に示されるように、翼根
元１７の翼弦長crよりも翼先端１８の翼弦長ctが
Δｃ大とされ、かつ翼前縁１９が翼根元１７から
翼先端１８に向つて上り勾配の傾斜状に形成され
ており、また第１０図に示されるように、静翼１
６の翼前縁１９側に位置する翼根元１７の最大翼
厚みｄに対して翼先端１８の最大翼厚みd′が大と
されかつ全体として主流方向１５に沿う翼根元１
７の断面形状と翼先端１８の断面形状とが略相似
形に形成されている。

なお静翼１６の翼後縁２０と動翼２３の翼前縁
２４間は翼根元の間隙Δs₁と翼先端の間隙Δs₂と
は常に一定に設計され、従つて動翼２３の翼前縁
２４と翼後縁２５とが第５図に破線で示されると
ころの翼前縁２４′と翼後縁２５′の形状に形成さ
れるときは、静翼１６の翼後縁２０は前記間隙Δ
s₁，Δs₂を保ちうべく第５図に破線で示されてい
る翼後縁２０′に形成される。

つぎに第２図、第５図ないし第８図に従つて、
本発明の作用を説明する。

第６図は第５図中のＡ断面、Ｂ断面における二
次流れでの翼面圧力分布を示すもので、前記Ａ断
面の翼弦長をＣ_A、Ｂ断面の翼弦長をｃ_Bし、また
Ａ、Ｂ断面上の翼背面の点を各々Ｅ、Ｆとする。
このＥ、Ｆを結ぶ線は主流方向１５に対して垂直
である。而してＡ断面の翼背側圧力分布２６、Ｂ
断面の翼背側圧力分布２７、Ａ断面の翼腹側圧力
分布２８、Ｂ断面の翼腹側圧力分布２９はそれぞ
れ第６図に示されるようになる。

すなわち翼背側圧力は翼前縁から下流に向つて
急激に圧力が降下し、従つてＡ、Ｂ両断面の背側
の各点Ｅ、Ｆにおいては常にＦ点の圧力がＥ点の
圧力よりもΔｐだけ大きくなる。一方、翼腹側圧
力は翼前縁近傍ではほとんど変化せず、ずつと下
流で圧力降下が始まるため、Ａ、Ｂ両断面の翼腹
側圧力に大差がない。

前記翼背面での圧力差Δｐは、第２図での翼先
端二次流れ３を翼背面２において翼根元方向に流
れるのを抑制するように働き、翼先端二次流れ損
失低減に寄与するのである。しかし実際のタービ
ン内の流れでは、翼長方向に圧力勾配があり、翼
先端の圧力が翼根元圧力より遠心力によつて高く
なつているため、第６図に示される圧力差Δｐが
そのまま二次流れ損失の低減に寄与するものでは
ない。

第７図は静翼１６の翼長ｌに対して主流方向１
５に漸増された翼弦長の増長分Δｃとの割合を変
化させたときの翼長方向の圧力分布を示すもの
で、この図中縦軸は翼根元からの距離を翼長で無
次元化し、横軸は遠心力と翼根元圧力の和、すな
わち翼長方向の圧力を翼根元圧力で無次元化し遠
心力による圧力増加を示す。ただし翼の弦長方向
位置は翼弦長の1/2の場合を示す。またパラメー
タとしては翼前方への拡大Δｃと翼長ｌの比を用
いた。なお圧力としては翼間の平均圧力を採用し
た。

この第７図に示されるように、Δｃ／ｌを大き
くしていくと、つまり上流側への翼弦長の拡大を
大きくしていくと第６図の圧力差Δｐと遠心力に
よる圧力とは打ち消すようになり、次第に翼根元
と翼先端との圧力の差は小さくなつてくる。しか
し圧力差の小さくなる割合はΔｃ／ｌが大きくな
ると次第に小さくなり、Δｃ／ｌが1.0と2.0の圧
力分布はほぼ変わらなくなる。この現象を損失で
表わしたのが第８図である。

すなわち第８図に示されるように、異形損失は
Δｃ／ｌが大きくなると、当然大きくなり、それ
はほぼΔｃ／ｌに比例する。一方、二次流れ損失
はΔｃ／ｌの増加とともにΔｃ／ｌが1.0程度ま
で急激に減少する。そのうちで特に減少が著しい
のはΔｃ／ｌが0.1〜1.0の間である。従つて第８
図から理解されるように、翼形損失との関係も考
慮すれば、Δｃ／ｌは0.1〜1.0とするのが適当で
ある。

第９図はΔｃ／ｌを0.5とした時の翼列内部の
流れの様子を示す。

この第９図に示される流れの様子は第２図の流
れの様子と異なり、翼先端近傍の二次流れの領域
が少さくなつているのがわかり、本発明の有効性
を裏づけるものであると考える。

前記一連の結果は翼形状を翼根元から翼先端方
向に取り付け角を一定にし相似に拡大したもので
あり、取り付け角を一定にして相似に拡大するこ
とで迎え角の問題等の発生を防止している。

第１０図は第５図に示される静翼１６の翼根元
１７から翼先端１８との取り付け角を一定とし
て、翼根元１７の断面形状１７′と翼先端１８の
断面形状１８′とを重合し、比較したもので、翼
根元１７の断面形状１７′と翼先端１８の断面形
状１８′とは、翼根元１７の翼弦長ｃ、最大翼厚
みｄとし、翼先端１８の翼弦長c′、最大翼厚み
d′とするとき、c′／ｃ＝d′／ｄの関係が成り立つ
相似形に形成されている。

第１１図には、Δｃ／ｌを0.5としたときの二
次流れ損失と従来例の二次流れ損失の比較を示
す。Δｃ／ｌを0.5としたときの二次流れ損失３
２は、従来の静翼の二次流れ損失３１に比べて翼
先端近傍で約半減しているが、翼根元近傍の二次
流れ損失は若干増加する。しかしこの翼根元近傍
の二次流れ損失の増加割合は、翼先端近傍の二次
流れの減少割合を考慮すれば微小なものである。
さらに本発明では翼形状を拡大することによつて
33も従来のものの翼形損失３１に比較して増加す
るが、これを考慮しても翼先端近傍の二次流れ損
失の減少は大なるものである。従つて本発明によ
れば、翼先端近傍の二次流れ損失を激減し、翼長
全体を考えても翼列の内部損失をかなり減少させ
ることができるものである。

つぎに第１２図は本発明の他の実施例を示すも
ので、この実施例の静翼３４は翼根元１７から翼
先端１８に至る翼長ｌの翼先端側半部、すなわち
二次流れ損失が発生する位置から翼先端側半部に
おいて翼弦長および翼厚みが翼根元１７から翼先
端１８に向うに従い、主流方向１５の上流側に漸
増されており、翼先端１８に向つて直線的に増加
された形状とされている外は、構成、作用とも第
５図に示される実施例と同様である。

さらに第１３図は本発明の別の実施例を示すも
ので、この実施例の静翼３５は二次流れ損失を発
生する位置から翼先端側半部において翼弦長およ
び翼厚みが主流方向１５の上流側に漸増され、か
つ翼先端１８に向うに従つて凹円弧状に増加され
た形状となつている外は、第５図に示される実施
例と同様である。

本発明は以上説明した構成、作用のもので、軸
流タービンの静翼内翼先端近傍の二次流れ損失を
減少させることによつて、段落効率を向上させる
ことが可能であり、前記軸流タービンの性能を著
しく向上しうる効果がある。

また本発明は前述のごとく二次流れ損失を減少
させることによつて動翼の迎え角損失を減少させ
ることが可能であり、前記迎え角損失の減少によ
つて、より一層タービン効率を向上しうる相乗効
果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図ａおよびｂは二次元翼列内の流れの様子
および損失分布を示す図、第２図ａおよびｂは円
環翼列内の流れの様子および損失分布を示す図、
第３図は二次流れによる流出角の偏向を示す図、
第４図は従来の静翼構造のタービン段落の図、第
５図は本発明の静翼翼列の静翼と動翼とを備える
タービン段落を示す図、第６図は本発明静翼翼列
の静翼翼列の静翼の翼表面圧力分布を示す図、第
７図は翼弦長の増長分と翼長との割合を変化させ
た場合の翼長方向の圧力分布を示す図、第８図は
翼弦長の増長分と翼長との割合に対する二次流れ
損失および翼形損失の変化図、第９図は本発明を
適用した場合の円環翼列内部流れの様子を示す
図、第１０図は本発明における静翼の翼根元と翼
先端との比較断面図、第１１図は本発明を適用し
たときの翼内部損失を示す図、第１２図および第
１３図は本発明の異なる実施例を示す図である。 １５……主流方向、１６……静翼、１７……同
翼根元、１７′……翼根元の断面形状、１８……
同翼先端、１８′……翼先端の断面形状、１９…
…同翼前縁、２０……同翼後縁、２１……ダイヤ
フラム、２２……上部ダイヤフラム、２３……動
翼、ｃ……静翼の翼根元の翼弦長、c′……同翼先
端の翼弦長、Δｃ……同翼弦長の増長分、ｄ……
同翼根元の最大翼厚み、d′……同翼先端の最大翼
厚み、ｌ……同翼長、３４，３５……静翼。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 翼根元と翼先端とをそれぞれ側壁に連結した
   静翼を環状に配列した軸流タービンの静翼翼列に
   おいて、前記静翼の翼根元から翼先端に至る翼長
   の少なくとも二次流れ損失発生位置から翼の最先
   端までの翼弦長および翼厚みが、翼根元側から翼
   先端側に従い、主流方向の上流側に漸増する形状
   に形成するとともに、前記静翼の主流方向の断面
   形状を翼根元から翼先端に至るいずれの断面形状
   とも相似形に形成し、かつ、前記静翼の主流方向
   の上流側に増長された翼弦長の増加分と翼長とが
   次の割合に形成されていることを特徴とする軸流
   タービンの静翼翼列。 Δｃ／ｌ＝0.1〜1.0 ただし Δｃ……翼弦長の増長分 ｌ……翼長