JPS6332963B2 - - Google Patents
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- JPS6332963B2 JPS6332963B2 JP56117707A JP11770781A JPS6332963B2 JP S6332963 B2 JPS6332963 B2 JP S6332963B2 JP 56117707 A JP56117707 A JP 56117707A JP 11770781 A JP11770781 A JP 11770781A JP S6332963 B2 JPS6332963 B2 JP S6332963B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- angle
- stator
- flow
- tip
- Prior art date
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Links
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 10
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、軸流機械の静翼構造に係り、特に蒸
気、ガスタービン等の段落性能を向上させるに好
適な静翼構造に関するものである。
気、ガスタービン等の段落性能を向上させるに好
適な静翼構造に関するものである。
従来の多段軸流タービンの段落構造につき、第
１図を用いて説明する。軸流タービンは、主流８
の持つ熱エネルギを、静翼１と動翼３から構成さ
れる出力段落によつて、仕事に変換する。静翼１
は、ダイヤフラム２の内輪、外輪間に円環状に複
数枚配設されて円環翼列を構成している。ダイヤ
フラム２は車室６に固定され、静翼１を静止翼列
としている。静翼１によつて、その熱エネルギ
を、運動エネルギに変換された主流８は、静翼１
の下流側に配設された動翼３によつて、その運動
エネルギを回転駆動力として取り出される。動翼
３は、ロータデイスク４に、円環状に複数枚配設
されて、回転翼列を構成しており、その先端は、
シユラウドリング５によつて連結されている。こ
のように、静翼１とダイヤフラム２より構成され
る静止部と、動翼３、シユラウドリング５および
ロータデイスク４より構成される回転部とから１
つの出力段落が構成されている。多段タービンで
は、上記の出力段落が複数段、直列に配設されて
全体を形成している。
１図を用いて説明する。軸流タービンは、主流８
の持つ熱エネルギを、静翼１と動翼３から構成さ
れる出力段落によつて、仕事に変換する。静翼１
は、ダイヤフラム２の内輪、外輪間に円環状に複
数枚配設されて円環翼列を構成している。ダイヤ
フラム２は車室６に固定され、静翼１を静止翼列
としている。静翼１によつて、その熱エネルギ
を、運動エネルギに変換された主流８は、静翼１
の下流側に配設された動翼３によつて、その運動
エネルギを回転駆動力として取り出される。動翼
３は、ロータデイスク４に、円環状に複数枚配設
されて、回転翼列を構成しており、その先端は、
シユラウドリング５によつて連結されている。こ
のように、静翼１とダイヤフラム２より構成され
る静止部と、動翼３、シユラウドリング５および
ロータデイスク４より構成される回転部とから１
つの出力段落が構成されている。多段タービンで
は、上記の出力段落が複数段、直列に配設されて
全体を形成している。
さて、このような構造の多段タービンにおい
て、特有に発生する流体損失を以下説明する。第
１図に示すように、主流８の１部は漏洩流とな
り、動翼３を通過せずに、ダイヤフラム２に固定
されたシールフイン７と、シユラウドリング５の
間の間隙を通過して下流へ流れ去る。この漏洩流
を先端漏洩流９と称する。この先端漏洩流９の状
態を、第２図を用いて説明する。静翼１間の流路
を通過して流れる主流８は、動翼３間の流路を通
過して転向する。最終的に、主流８は動翼３の下
流ではタービン軸中心を向いて流れる。一方、先
端漏洩流９は、動翼での転向を行なわず、静翼１
を流出した時の流れ方向で、動翼３の下流へ流れ
去る。このため、動翼３の下流では、軸方向に対
して、θなる偏向角１４を有して流れる。なお、
図中羽根矢印は動翼３の回転方向を示す。
て、特有に発生する流体損失を以下説明する。第
１図に示すように、主流８の１部は漏洩流とな
り、動翼３を通過せずに、ダイヤフラム２に固定
されたシールフイン７と、シユラウドリング５の
間の間隙を通過して下流へ流れ去る。この漏洩流
を先端漏洩流９と称する。この先端漏洩流９の状
態を、第２図を用いて説明する。静翼１間の流路
を通過して流れる主流８は、動翼３間の流路を通
過して転向する。最終的に、主流８は動翼３の下
流ではタービン軸中心を向いて流れる。一方、先
端漏洩流９は、動翼での転向を行なわず、静翼１
を流出した時の流れ方向で、動翼３の下流へ流れ
去る。このため、動翼３の下流では、軸方向に対
して、θなる偏向角１４を有して流れる。なお、
図中羽根矢印は動翼３の回転方向を示す。
以上のような理由により、動翼下流における流
れの状態は第３図ａ，ｂに示すようなものとな
る。
れの状態は第３図ａ，ｂに示すようなものとな
る。
動翼３の下流、すなわち、第１図において静翼
１と動翼３からなる前置段落と、静翼１′と動翼
３′からなる後続段落の間における流れの状態は、
タービン軸中心方向１１に向つて流れる主流８
と、動翼回転方向に向つて偏向して流れる先端漏
洩流９が混合して、動翼先端に向つてねじれた流
れとなつている。
１と動翼３からなる前置段落と、静翼１′と動翼
３′からなる後続段落の間における流れの状態は、
タービン軸中心方向１１に向つて流れる主流８
と、動翼回転方向に向つて偏向して流れる先端漏
洩流９が混合して、動翼先端に向つてねじれた流
れとなつている。
このような、動翼下流において、先端漏洩流９
の存在によつて発生するねじれた流れは、後続段
落の静翼１′の迎え角損失を増大させて、軸流多
段タービンの効率を低下させる原因の１つとなつ
ている。以下、第４図、第５図を用いて、この損
失の発生機構を説明する。
の存在によつて発生するねじれた流れは、後続段
落の静翼１′の迎え角損失を増大させて、軸流多
段タービンの効率を低下させる原因の１つとなつ
ている。以下、第４図、第５図を用いて、この損
失の発生機構を説明する。
さて、静翼、動翼等の翼列において発生する損
失の中の１つとして、迎え角損失がある。第４図
は、この迎え角損失の説明図である。一般に、翼
は、その翼形の外形線に内接する円Ｄの中心を結
んで得られる矢高線１０が、翼入口において、タ
ービン軸中心１１となす角βnを翼入口角と称す
る。また、この翼入口角βnと、主流８の流れ角βs
との偏差角ｉを迎え角と称する。翼内で発生する
摩擦損失を迎え角ｉの関係は、第４図ｂに示すよ
うである。すなわち、損失は、迎え角ｉ＝０に
て、最小となり、迎え角ｉの増大に伴つて損失１
３も増大する。ただし、翼入口角βnの小さい静
翼では、迎え角ｉの変化に対して、損失１３の増
大しない範囲が迎え角ｉ＝０の点を中心に存在す
る。これを許容迎え角ialと称する。この許容迎え
角ialの範囲は通常±20度〜30度である。
失の中の１つとして、迎え角損失がある。第４図
は、この迎え角損失の説明図である。一般に、翼
は、その翼形の外形線に内接する円Ｄの中心を結
んで得られる矢高線１０が、翼入口において、タ
ービン軸中心１１となす角βnを翼入口角と称す
る。また、この翼入口角βnと、主流８の流れ角βs
との偏差角ｉを迎え角と称する。翼内で発生する
摩擦損失を迎え角ｉの関係は、第４図ｂに示すよ
うである。すなわち、損失は、迎え角ｉ＝０に
て、最小となり、迎え角ｉの増大に伴つて損失１
３も増大する。ただし、翼入口角βnの小さい静
翼では、迎え角ｉの変化に対して、損失１３の増
大しない範囲が迎え角ｉ＝０の点を中心に存在す
る。これを許容迎え角ialと称する。この許容迎え
角ialの範囲は通常±20度〜30度である。
ところで、従来の静翼１の翼入口角βnは、第
５図ｂに示すように、軸方向を向いて、すなわち
βn＝０、しかも、翼高さ方向に一定に設定され
る。しかし、前述したように、前置段落から流出
した流れ、すなわち、静翼１に流入して来る流れ
は、流れ角βsのように、翼先端部で、動翼の回転
と逆方向に流れ角βsが増加するような、ねじれた
流れとなつている。このため、静翼先端部では、
迎え角ｉが増大する。そして、この迎え角ｉの値
は通常50度〜60度といつた値になる。このため、
静翼先端部での迎え角損失１３Ｃが発生するよう
になる。静翼１内で発生する損失１３は、翼の摩
擦損失１３ａ、迎え角損失１３Ｃの他に側壁損失
１３ｂが存在するが、静翼１の先端部（外周側）
における迎え角損失１３Ｃの増大は、側壁境界層
をさせて、側壁損失１３ｂも増加させる。結局こ
のような理由により、多段タービン静翼外周側先
端部では、大きな損失が発生し、軸流タービンの
効率を著しく低下させている。
５図ｂに示すように、軸方向を向いて、すなわち
βn＝０、しかも、翼高さ方向に一定に設定され
る。しかし、前述したように、前置段落から流出
した流れ、すなわち、静翼１に流入して来る流れ
は、流れ角βsのように、翼先端部で、動翼の回転
と逆方向に流れ角βsが増加するような、ねじれた
流れとなつている。このため、静翼先端部では、
迎え角ｉが増大する。そして、この迎え角ｉの値
は通常50度〜60度といつた値になる。このため、
静翼先端部での迎え角損失１３Ｃが発生するよう
になる。静翼１内で発生する損失１３は、翼の摩
擦損失１３ａ、迎え角損失１３Ｃの他に側壁損失
１３ｂが存在するが、静翼１の先端部（外周側）
における迎え角損失１３Ｃの増大は、側壁境界層
をさせて、側壁損失１３ｂも増加させる。結局こ
のような理由により、多段タービン静翼外周側先
端部では、大きな損失が発生し、軸流タービンの
効率を著しく低下させている。
本発明の目的は、上記の静翼先端部に発生する
迎え角を減少させ、静翼内で発生する損失をおさ
えて、多段軸流タービンの効率を向上することに
ある。
迎え角を減少させ、静翼内で発生する損失をおさ
えて、多段軸流タービンの効率を向上することに
ある。
本発明は、多段軸流タービンの静翼外周側先端
部に発生する損失が、前置段落の先端漏洩流の存
在によつて生ずる、迎え角の増大に起因すること
を、実験により確認し、この迎え角損失の増大を
解消する手段として、静翼外周側先端部の翼入口
角を、動翼回転と逆方向に増加させて、迎え角を
減少させる構造としたものである。
部に発生する損失が、前置段落の先端漏洩流の存
在によつて生ずる、迎え角の増大に起因すること
を、実験により確認し、この迎え角損失の増大を
解消する手段として、静翼外周側先端部の翼入口
角を、動翼回転と逆方向に増加させて、迎え角を
減少させる構造としたものである。
本発明の一実施例を、第６図に示す。
ダイヤフラム２の内外輪２ａ，２ｂによつて固
定された静翼１は、内輪２ｂ側の根元部から外輪
２ａより距離ｈ離れたＣ−Ｃ断面部までの翼入口
角βnを、タービン中心軸１１とほぼ一致させ、
Ｃ−Ｃ断面から外輪から２ａに接する外周側先端
Ｂ−Ｂ断面までの翼入口角βnを、動翼回転方向
とは逆方向に増加させる構造となつている。ま
た、第７図に示すように外周先端Ｂ−Ｂ断面にお
ける翼入口角βn,t（第７図参照）の値は、20度以上
に設定される。これは、従来例で説明したよう
に、前段の先端漏洩流９が、実測によれば、50度
〜70度の流入角で流入してくることが確認されて
いること、一方、静翼の迎え角損失が発しない許
容迎え角が±20度〜30度あることから、外周端に
おける、翼入口角βn,tは、20度以上に設定すれば、
先端部における迎え角損失の発生を迎えることが
可能なためである。
定された静翼１は、内輪２ｂ側の根元部から外輪
２ａより距離ｈ離れたＣ−Ｃ断面部までの翼入口
角βnを、タービン中心軸１１とほぼ一致させ、
Ｃ−Ｃ断面から外輪から２ａに接する外周側先端
Ｂ−Ｂ断面までの翼入口角βnを、動翼回転方向
とは逆方向に増加させる構造となつている。ま
た、第７図に示すように外周先端Ｂ−Ｂ断面にお
ける翼入口角βn,t（第７図参照）の値は、20度以上
に設定される。これは、従来例で説明したよう
に、前段の先端漏洩流９が、実測によれば、50度
〜70度の流入角で流入してくることが確認されて
いること、一方、静翼の迎え角損失が発しない許
容迎え角が±20度〜30度あることから、外周端に
おける、翼入口角βn,tは、20度以上に設定すれば、
先端部における迎え角損失の発生を迎えることが
可能なためである。
さらに、静翼入口角の漸増範囲ｈは、
ｈ＜0.5L
に設定される。（第７図参照ａ参照）
ここで、Ｌは、前段の動翼出口５ｂから、後続
段の静翼入口１′ａまでの距離である。先端漏洩
流９は、段落間で、主流８と混合して拡散し、そ
の影響範囲ｂは段落間距離Ｌに比例して広がる。
そこで、影響範囲ｂの値が、上式で表わされるこ
とを実験により確認し、この影響範囲ｂと流れ角
の漸増範囲ｈを合致させて、流れ角βsと翼入口角
βnの適合を行なうものである。なお、上式は、
先端漏洩流９を２次元噴流として考えた場合に、
通常の流体力学の工学書に記載されている理論式
とほぼ近い値を取る。
段の静翼入口１′ａまでの距離である。先端漏洩
流９は、段落間で、主流８と混合して拡散し、そ
の影響範囲ｂは段落間距離Ｌに比例して広がる。
そこで、影響範囲ｂの値が、上式で表わされるこ
とを実験により確認し、この影響範囲ｂと流れ角
の漸増範囲ｈを合致させて、流れ角βsと翼入口角
βnの適合を行なうものである。なお、上式は、
先端漏洩流９を２次元噴流として考えた場合に、
通常の流体力学の工学書に記載されている理論式
とほぼ近い値を取る。
以上のような構造の静翼とすることにより、第
７図ｂに示すように、翼入口角βnと、流れ角βsを
一致させることが出来、静翼先端部における迎え
角損失の発生を迎えることが可能であり、従来構
造の軸流タービンにおける静翼先端部の損失を減
少させ、その段落効率を向上させることができ
る。
７図ｂに示すように、翼入口角βnと、流れ角βsを
一致させることが出来、静翼先端部における迎え
角損失の発生を迎えることが可能であり、従来構
造の軸流タービンにおける静翼先端部の損失を減
少させ、その段落効率を向上させることができ
る。
第８図は、本発明の他の実施例である。この場
合入口角の漸増範囲、すなわち、断面Ｂ−Ｂ〜断
面Ｃ−Ｃの間は、翼前縁部１ａの腹側１ｃを削り
落とすことによつて、翼入口角βnを増加させて
いる。このような構造によれば、翼形状加工が容
易に出来、かつ材料費の低減も可能であるという
利点がある。
合入口角の漸増範囲、すなわち、断面Ｂ−Ｂ〜断
面Ｃ−Ｃの間は、翼前縁部１ａの腹側１ｃを削り
落とすことによつて、翼入口角βnを増加させて
いる。このような構造によれば、翼形状加工が容
易に出来、かつ材料費の低減も可能であるという
利点がある。
本発明によれば、静翼内に発生する損失を0.5
％〜１％減少させることが可能であり、同様に、
軸流タービンの効率を0.5％〜１％向上可能であ
る。
％〜１％減少させることが可能であり、同様に、
軸流タービンの効率を0.5％〜１％向上可能であ
る。
第１図は軸流タービンの段落構造の要部断面
図、第２図はタービン内部での流体の流れの挙動
を示す第１図のＡ−Ａ断面図、第３図ａは第１図
動翼３の下流側から見た一部破断斜視図、第３図
ｂは第３図ａの段落間の流れ状態を示す説明図、
第４図ａは翼断面形状および流入角、翼入口角並
びに迎え角の説明図、第４図ｂは迎え角と流体損
失の関係を示す説明図、第５図ａは静翼部の損失
説明図、第５図ｂは従来タービンにおける翼入口
角と流入角の状態を示す説明図、第６図ａは本発
明の一実施例を示す静翼部の側面図、第６図ｂは
第６図ａのＢ−Ｂ断面、Ｃ−Ｃ断面における翼形
状を示す説明図、第７図ａは本発明段落間の状態
説明図、第７図ｂは本発明実施例の翼入口角と流
入角の関係を示す説明図、第８図ａは本発明の他
の実施例を示す静翼部の側面図、第８図ｂは第８
図ａのＢ−Ｂ断面、Ｃ−Ｃ断面における翼形状を
示す説明図である。 １，１′……静翼、３，３′……動翼、１０……
矢高線、１１……タービン軸中心、βn……翼入
口角。
図、第２図はタービン内部での流体の流れの挙動
を示す第１図のＡ−Ａ断面図、第３図ａは第１図
動翼３の下流側から見た一部破断斜視図、第３図
ｂは第３図ａの段落間の流れ状態を示す説明図、
第４図ａは翼断面形状および流入角、翼入口角並
びに迎え角の説明図、第４図ｂは迎え角と流体損
失の関係を示す説明図、第５図ａは静翼部の損失
説明図、第５図ｂは従来タービンにおける翼入口
角と流入角の状態を示す説明図、第６図ａは本発
明の一実施例を示す静翼部の側面図、第６図ｂは
第６図ａのＢ−Ｂ断面、Ｃ−Ｃ断面における翼形
状を示す説明図、第７図ａは本発明段落間の状態
説明図、第７図ｂは本発明実施例の翼入口角と流
入角の関係を示す説明図、第８図ａは本発明の他
の実施例を示す静翼部の側面図、第８図ｂは第８
図ａのＢ−Ｂ断面、Ｃ−Ｃ断面における翼形状を
示す説明図である。 １，１′……静翼、３，３′……動翼、１０……
矢高線、１１……タービン軸中心、βn……翼入
口角。
Claims (1)
- １ 複数枚の静翼よりなる静止円環翼列と動翼よ
りなる回転円環翼列とで１つの段落を構成した多
段の軸流タービンにおいて、上記静翼の翼前縁に
おける矢高線とタービン軸中心とでなす翼入口角
βnが、静翼外周側の先端にむかう程動翼回転方
向と逆方向に漸増する構造とし、静翼外周側の先
端における翼入口角βn.tを、20度以上とし、更に
前記翼入口角の漸増範囲は、翼外周側先端からの
距離をｈとしたとき、前段の動翼の後縁から静翼
前縁までの距離Ｌとの関係で、ｈ＜0.5Lとしたこ
とを特徴とするタービン静翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11770781A JPS5820903A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | タ−ビン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11770781A JPS5820903A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | タ−ビン静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5820903A JPS5820903A (ja) | 1983-02-07 |
| JPS6332963B2 true JPS6332963B2 (ja) | 1988-07-04 |
Family
ID=14718312
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11770781A Granted JPS5820903A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | タ−ビン静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5820903A (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62114105U (ja) * | 1986-01-09 | 1987-07-20 | ||
| JP2002213206A (ja) * | 2001-01-12 | 2002-07-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンにおける翼構造 |
| JP4786077B2 (ja) * | 2001-08-10 | 2011-10-05 | 本田技研工業株式会社 | タービン用静翼及びその製造方法 |
| JP4869099B2 (ja) * | 2007-02-16 | 2012-02-01 | 株式会社東芝 | ノズル翼および軸流タービン |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5343924U (ja) * | 1976-09-20 | 1978-04-14 |
-
1981
- 1981-07-29 JP JP11770781A patent/JPS5820903A/ja active Granted
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5343924U (ja) * | 1976-09-20 | 1978-04-14 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5820903A (ja) | 1983-02-07 |
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