JPS6245903A - タ−ビンの部分噴射段用静翼構造 - 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、例えば蒸気タービン等の軸流タービンの静翼
構造に係り、特に部分噴射段落を有する軸流タービンの
静翼構造に関するものである。

〔発明の背景〕

部分噴射段落は、大型タービンの部分負荷効率向上や、
小型タービンの効率向上を目的として広く使用されてい
る。従来の部分噴射段の公知例としては、特公昭５３−
４４９６５　、特公昭５６−１５９５０８等があって、
これ等の公知例はいづれも、段落の性能改善を主眼とし
て創作されたものである。

しかし、これらの部分噴射段落構造においては回転動翼
に異常な流体力が掛かるという問題が有り、従来技術に
おいては、こうした異常な流体力に関して、改善対策が
行われていなかった。

部分噴射段落において回転動翼に作用する異常な流体力
については、アスメ（ＡＳＭＥ）発行の「蒸気タービン
の流体熱力学（Ａｅｒｏ−Ｔｈｅｒｍｏｄｙｎａｍｉｃ
ｓｏｆ　Ｓｔｅａｍ　Ｔｕｒｂｉｎｅｓ）に収録された
コバット氏（Ｚ、Ｋｏｖａｔｓ）の研究論文「インター
フェロメトリカリ・メジヤード・パーシャル・アトミッ
ション・インパルス・ブレード・フォーセス」に詳しい
。

この異常流体力現象について、従来の部分噴射段落構造
を示す第２図、第３図について以下に説明する。第２図
は、通常の部分噴射タービンの子午断面を示し、静止外
ＩＪ、４ａ及び、内壁４ｂ間に、円環状に配設された複
数の静翼１と、ロータ７」二に複数配設された動翼５と
によって段落を構成している。この静翼列１は、第３図
に示すように、その一部をブロック３によって閉塞され
ており、作動流体である蒸気８は、全周の一部分のみを
通過し、動翼５においても、蒸気流境界９に囲まれた部
分噴射流を形成している。動翼５は、この部分噴射流を
横切って回転するが、その際、噴射流境界９より、非流
動域１０′に突入する動翼５ｂには、異常な蒸気力が作
用し、流動域内にある動翼５ｃに対して２倍程度の回転
駆動力が作用する。

この現象を第４図を用いて説明すると、非流動域、０′
　に突入する動翼５ｂと、非流動域１−０′に存在する
動翼５８間の流路６ａ内では、蒸気は８ｃの如く流出す
る一方で、新たな流入蒸気が存在しないため、瞬間的に
圧力が低下する。このため、動翼５ｂには、流動域の蒸
気８ａ、８ｂによる回転駆動力に加えて、流路６ａ内の
圧力低下に起因する吸引力によって、過大な回転方向力
が作用する。

このように、部分噴段落では流体境界を通過する回転動
翼に異常な流体力が作用し、動翼の強度を低下させて信
頼性を損うという問題がある。

〔発明の目的〕

本発明は、このような部分噴射段落において、回転動翼
に作用する異常流体力を軽減し、動翼の破損を防止して
その信頼性を高めると同時に、より高出力の部分噴射段
落を提供しようとするものである。

〔発明の概要〕

次に、本発明についてその基本的原理を述べる。

第４図について説明したように、異常な流体力Ｆ＆を生
じるのは、動翼翼間流路６ａから作動流体８ｃが流出す
るのに該流路へ流入する流体が無い（少ない）ことに起
因する。従って、流出する流体８Ｃの流速を抑制してや
れば異常流体力Ｆａが減少する。

上述の原理に基づいて異常流体力を軽減するため、本発
明のタービン部分噴射段用の静翼構造は、複数枚の静止
円環翼列と、回転動翼列とによって一つのタービン段落
を形成するとともに、」二記静止円環翼列の間に形成さ
れる流体通炉の１部を閉塞して部分噴射構造とした軸流
タービンにおいて、前記静止円環翼列によって形成され
る流路の内で回転方向の端部近傍の流路の最小流路幅部
が静翼出口よりも上流側に位置し、該最小流路幅部から
出口に向かつて流路幅が少なくとも１回拡大する流路形
状及び該流路幅が少なくとも１回縮小拡大する流路形状
の何れか一方としたことを特徴とする。

〔発明の実施例〕

第１図は本発明の１実施例における断面展開図である。

静翼１は、閉塞ブロック３間に、複数゛配設されて蒸気
通路を形成している。各々の静翼間には、蒸気８の通過
する翼間流路２が形成されており、その翼間流路は、翼
出口１′において最小流路幅部１０ａを有する。亜音速
翼形を形成している。

ただし、上記複数枚の静翼中、ロータ回転方向の最終端
に位置する静翼１ａと、閉塞ブロック３の間に形成され
る流路２ａのみは、最小流路幅部１０ｂが出口の流路幅
部１０ｃよりも上流側に位置して、流れ方向に向って、
流路幅が、最小流路部１０ｂまでは縮少出口部、　Ｏｃ
までは拡大する、縮少拡大流路となっている。本実施例
は」１記のようにして、蒸気の流路に沿って１回の拡大
形状の流路を形成しである。

本発明を実施する際、最小流路幅部１０ｂから出口部、
　Ｏｃに向けて、縮小拡大を繰返す形状に構成すること
もできる。

本実施例（第１図）においては最小流路幅部１０ｂの幅
寸法Ｗｂと、出口流路部１０ｃ　（最大流路幅部に相当
する）の幅寸＠Ｗｃとの比率を次記第（１）式の如く設
定して、最小流路幅部１０ｂにおける蒸気速度を音速（
又はそれ以上）ならしめる。

Ｍ：マツハ数（蒸気のマツハ数） γ：蒸気の比熱比 第５図は前記実施例（第１図）の作動原理説明図である
。最終端部の静［１ａを除く静翼１の形成する翼間流路
２からは、蒸気は矢印８ａの如く静翼前後の圧力差によ
って一義に定まる流出速度８ａで流出する。上記の矢印
８ａは、蒸気流の位置と方向とを表わしているが、該蒸
気流の流速を表わす意味も兼ねている。他の蒸気流８ａ
、８ｂ。

８ｃについても同様である）。そして、回転方向最終段
部の流路２ａを通過して流出する蒸気流８８′は、流路
２ａ内の縮流、急拡大による渦損によって、運動エネル
ギを消費し、主流８ａに比して低流速となって流出する
。一般に衝動タービンでは、動翼からの流出速度８ｂは
、動翼への流入速度８ａに等しいので、非噴射域に突入
する動翼５ｂの回転方向側流路６ａから流出する蒸気８
ｃは、流入蒸気８ａ’が前述の如く減速されているので
、流動域における蒸気流出速度８ｂよりも低速となって
おり、したがって、流路６ａ内の圧力低下を防止する効
果がある。

静翼１ａの翼間流路２ａを縮小拡大流路としたことは、
本流路を通過する蒸気に縮小拡大による渦損を発生させ
ることが目的であるので、縮小拡大が繰返えされるよう
な流路形状でも良い。

また１本発明を実施する際、最小流路幅部］Ｏｂを通過
した蒸気の流出速度８ａ’が必ずしも音速でなくても、
音速に近い速度であれば、最小流路部１０ｂを通過後蒸
気は超音速膨張した後、衝撃波１１を発生して亜音速ま
で急減速する。

第６図は更に異なる実施例を示す。

本例では、静翼の全てが、最小流路幅１０ａ。

］、　Ｏｂが、出口における流路幅１０ｃ、１０ｄより
も上流側に位置する、末広ノズル（ラバールノズル）と
なっている。この様な翼は、静翼からの蒸気流出速度が
超音速であるような高速タービンに好適である。本例で
は、回転方向側終端部の静翼１ａにおける流路拡大率が
、主流部の静翼１の流路拡大率よりも大きく構成されて
いる。即ち。

Ｗ　ｂ　　　　　Ｗ　ａ ここで、Ｗａは１０ｃ部の流路幅、Ｗｂは１０ｂの流路
幅、Ｗｃは１０ｃの流路幅、Ｗａは１０ｄの流路幅寸法
をそれぞれ意味する。

一般に、超音速ノズルでは、流路拡大率は前述の（１）
大同様、設計流出マツハ数に対してＷａ が、最適拡大率を与えるので、上記関係に設定される。

Ｗｂ の場合には、蒸気は過膨張して衝撃波を発生して急減速
する。したがって、前述の第（２）式を適用して流路の
拡大率を設定すれは、終端部流路２ａ内にて衝撃波を発
生させて減速することが可能である。

第７図は前記と更に異なる実施例を示す。本例において
は、回転方向終端部近傍の静翼１ａの入口部に多孔板１
２を取り付けて最小流路幅部を構成しである。

この多孔板１２は、減圧オリフィスとして機能し、蒸気
８はこの多孔板に穿孔された貫通孔１３を通過して、流
路の縮小急拡大によって禍根を発生し、減圧減速される
ので、終端部から流出する蒸気の流速を低減でき、前述
の実施例と同様な効果を発揮できるものである。

第８図は更に異なる実施例を示す。本例では、終端部流
路２ａを通過する蒸気流８を減速させるために、円柱状
の突起物１４を流路２ａ内に多数配設して最小流路幅部
を構成しである。蒸気８はこの突起物１４に衝突、転向
して禍根を発生し、その速度を減速される。本実施例に
よっても、前記の実施例と同等の効果を発揮できる。

第９図は前記と更に異なる実施例であって、この実施例
の原理は前述の各実施例の構造に適用することができる
。既述の各実施例において、静翼１の終端部近傍におい
て、蒸気を減速させる流路構成について述べたが、この
ような減速流路２ａは、１つであっても複数であっても
良い。

減速作用そのものは、段落の効率を低下させるので、減
速流路２ａは少ないほど良い。しかしながら、ノズルの
ピッチｔＮが、動翼のピッチ、１＋に対して小さい場合
は、非流動域に突入する動翼５ｂの回転方向側流路６ａ
を流れる蒸気としては、数枚の静翼を通過した蒸気８ａ
’　が流入してくる。

即ち、第９図の例においては、図に示した静翼間流路２
ａを通過した蒸気と、減速流路２ａ’　を通過した蒸気
とが、動翼間流路６ａに流入してくる。

このため、上記動翼間流路６ａの流出蒸気８ｃを減速す
るには、静翼間流路２ａと同２ａ’　との両方において
減速を行わなければならない。従って、１つの動翼の通
過流量と同等の流量を静翼］−ａにおいて減速する必要
がある。

静翼１ａ、動翼５を通過する流量は単にそのピツチに比
例するので、静翼１ａの枚数をＮとした時、 Ｎ＝ｔＢ　／ｌＮ より、定まる枚数の静翼１ａにて、減速流路２ａを形成
させれば良い。第９図の例では、ｔ　Ｂ／　ｔ　Ｎ＝２
であるので、２枚の静翼１ａに対して、第４の実施例の
減圧板を取付けたものである。同様にして、いかなる静
・動翼枚数の組み合わせにおいても、必要最小域の境界
蒸気を減速でき、動翼に対する異常蒸気力を軽減できる
。

〔発明の効果〕

本発明によれば、部分噴射段において、作動流体の流動
域から、非流動域に動翼が突入する際に発生する異常流
体力を約１／２に減少せしめることが可能である。した
がって動翼強度を倍増でき、その破損を防止して信頼性
を高め得る効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の１実施例における展開断面図、第２図
はタービン段落の子午断面図、第３図は同じく展開断面
図である。第４図は異常流体力の説四回である。第５図
は前記実施例の作動原理説明図である。第６図乃至第９
図はそれぞれ上記と異なる実施例の展開断面図である。 １・・・静翼、、　ａ・・・減速流路を有する静翼、２
・・・静翼４間流路、２ａ・・・減速流路、３・・・閉
塞ブロック、４・・・静止外壁、５・・・動翼、６・・
・動翼４間流路、７・・・ロータ、８・・・蒸気２作動
流体、９・・・部分噴射流体境界、１０・・・静翼流路
幅、１１・・・衝撃波、１２・・・多孔板、１３・・・
貫通孔、１４・・・円柱状の突起。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、複数枚の静止円環翼列と、回転動翼列とによつて一
   つのタービン段落を形成するとともに、上記静止円環翼
   列の間に形成される流体通路の１部を閉塞して部分噴射
   構造とした軸流タービンにおいて、前記静止円環翼列に
   よつて形成される流路の内で回転方向の端部近傍の流路
   の最小流路幅部が静翼出口よりも上流側に位置し、該最
   小流路幅部から出口に向かつて流路幅が少なくとも１回
   拡大する流路形状及び該流路幅が少なくとも１回縮小拡
   大する流路形状の何れか一方としたことを特徴とするタ
   ービンの部分噴射段用静翼構造。 ２、前記の静止円環翼列の間に形成される流路の内で回
   転方向の端部付近の流路の最小流路幅部の流路幅と、出
   口部の流路幅との比は、該流路幅部の下流側の流速が音
   速以上となるように設定したものであることを特徴とす
   る特許請求の範囲第１項に記載のタービンの部分噴射段
   用静翼構造。 ３、前記静止円環翼列の間に形成される複数個の流路は
   それぞれ１回の縮小拡大形状の流路であり、かつ、最小
   流路幅に対する出口流路幅の拡大率は回転方向端部の流
   路において他の流路よりも大きいことを特徴とする特許
   請求の範囲第１項に記載のタービンの部分噴射段用静翼
   構造。 ４、前記の最小流路幅部は、流路に設けた多孔板によつ
   て形成したものであることを特徴とする特許請求の範囲
   第１項に記載のタービンの部分噴射段用静翼構造。 ５、前記の最小流路幅部は、流路を横切つて設けた柱状
   突起物によつて形成したものであることを特徴とする特
   許請求の範囲第１項に記載のタービンの部分噴射段用静
   翼構造。 ６、前記の拡大部を有する形状の流路を形成して隣接し
   ている静翼の枚数をＮとし、回転動翼のピッチをｔ＿Ｂ
   とし、静翼ピッチをｔ＿Ｎとして、Ｎ＝ｔ＿Ｂ／ｔ＿Ｎ
   であることを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至同第
   ５項何れか一つに記載のタービンの部分噴射段用静翼構
   造。