KR100587571B1

KR100587571B1 - 터빈날개

Info

Publication number: KR100587571B1
Application number: KR1020047005131A
Authority: KR
Inventors: 세노오시게키; 시카노요시오; 사이토에이지; 세가와기요시; 시오시타소
Original assignee: 가부시끼가이샤 히다치 세이사꾸쇼
Priority date: 2001-10-10
Filing date: 2001-10-10
Publication date: 2006-06-08
Also published as: CN1313709C; EP1435432A4; JPWO2003033880A1; CN1558984A; US7018174B2; US20040202545A1; KR20040041678A; EP1435432B1; US20060245918A1; EP1435432A1; JP3988723B2; WO2003033880A1

Abstract

본 발명은 날개형 손실을 저감시킬 수 있는 것을 제공하는 것을 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 터빈날개는 작동유체에 의하여 구동되는 터빈의 둘레방향에 복수개 배치되는 터빈날개에 있어서, 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수로 정의되는 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 단조 감소하도록 형성한 것을 특징으로 한다.

Description

터빈날개{TURBINE BLADE}

본 발명은 작동유체에 의하여 구동되는 증기터빈, 가스터빈 등의 터보기계에 사용하는 터빈날개에 관한 것이다.

종래의 터빈날개의 날개형상은, 예를 들면 미국특허 제5,445,498호 공보에 기재되어 있는 바와 같이 복수의 원호와 직선을 그 접속점에서 구배만이 연속되도록 연결한 다중 원호 날개 등, 구배의 연속성만이 만족되고, 날개면의 곡율의 연속성이 앞 가장자리로부터 뒷 가장자리까지 만족되는 것이 아니었다. 이와 같은 다중 원호날개는 설계나 제조가 용이한 반면, 곡율이 불연속인 점에서 날개면의 압력분포가 왜곡되고, 그 왜곡이 날개면 경계층을 두껍게 함으로써, 날개형 손실 증가의 원인으로 되어 있었다.

또 다중 원호 날개가 아닌 경우에도, 예를 들면 일본국 특개평6-1014106호 공보에 기재되어 있는 바와 같이 날개의 화살표 높이선에 따라 원호를 배치하고, 그들 원호군에 바깥으로부터 접촉하는 곡선으로서 날개형을 형성하는 설계법에서는, 앞 가장자리와 뒷 가장자리는 원호로 형성되고, 그들 원호부와 그것 이외 부분의 날개형상과의 접속부에서는 곡율이 연속이 아니라, 날개 앞 가장자리는 곡율이 극단적으로 크고, 그 즉시 하류에서는 날개의 곡율이 작아진다. 그 때문에 유입각 이 날개의 설계점과 다른 경우에, 그 곡율의 불연속점에서 경계층이 두꺼워지거나 박리하는 등으로 날개형 손실의 원인으로 되어 있었다.

또 날개면을 따른 곡율 분포가, 상류로부터 하류에 걸쳐 증가 및 감소한다는 분포를 취하는 부분에서는, 그 곡율의 극대점에서 날개면 압력이 작아지고, 그 하류에서 역압력 구배가 생겨 경계층이 두꺼워지거나 박리하는 등으로 날개형 손실을 증대시키는 원인으로 되어 있었다.

또, 예를 들면 미국 특허 제4,211,516호 공보에 있는 날개형과 같이, 날개 뒷 가장자리부 근방의 부압면과 정압면의 접선이 이루는 각인 뒷 가장자리 웨지각이, 약 10도로 큰 날개형에서는 날개 부압면을 따라 흐르는 유체와, 날개 정압면을 따라 흐르는 유체가 뒷 가장자리에서 충돌하여 날개형 손실을 증대시키는 원인으로 되어 있었다.

본 발명은 날개형 손실을 저감시킬 수 있는 터빈날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 터빈날개는, 작동유체에 의해 구동되는 터빈의 둘레방향에 복수개 배치되는 터빈날개에 있어서, 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수로 정의되는 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞가장자리로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 단조 감소하도록 형성한 것을 특징으로 하는 것이다.

도 1은 본 발명의 일 실시예인 날개의 무차원 날개 부압면 곡율 분포를 나타내는 도,

도 2는 터빈 단락의 자오면도,

도 3은 본 실시예의 날개열 구성도,

도 4는 종래 날개의 날개면 압력 분포를 나타내는 도,

도 5는 이상적인 날개면 압력 분포를 나타내는 도,

도 6은 본 실시예의 날개의 날개면 압력 분포를 나타내는 도,

도 7은 날개 뒷 가장자리 웨지각을 나타내는 도,

도 8은 날개 뒷 가장자리에 있어서의 손실 발생기구를 나타내는 도면이다.

본 발명의 터빈날개는, 증기터빈 또는 가스터빈 등의 작동유체로서 기체(연소가스, 증기, 공기)나 액체를 사용하여 회전력으로서 동력을 인출하는 것을 목적으로 한 터빈의, 둘레방향으로 복수개 배치된 날개에 관한 것이다. 이하, 본 발명의 일 실시예에 대하여 도면을 사용하여 설명한다.

도 2는 작동유체를 이용하여 회전력으로서 동력을 인출하는 것을 목적으로 한 터보기계의, 정익(靜翼)과 동익(動翼)으로 이루어지는 터빈 단락을 나타낸 도면이다. 정익(1)은 안 둘레측을 다이어프램(3), 바깥 둘레측을 다이어프램(4)에 고정 설치하고, 다이어프램(4)은 다이어프램(4)의 바깥 둘레측에서 케이싱(5)에 고정 설치되어 있다. 동익(2)은 안 둘레측을 회전부인 로터(6)에 고정 설치하고, 바깥 둘레측은 간극을 사이에 두고 다이어프램(4)과 대향하고 있다. 작동유체(7)는 터 빈 단락의 정익(1)측으로부터 동익방향으로 흐른다. 작동유체(7)의 흘러 오는 방향을 축방향 상류, 흘러 가는 방향을 축방향 하류라 정의한다.

도 3은 본 실시예의 터빈날개(정익)의 날개열 구성을 나타낸다. 날개의 하류측의 정압(P2)은 날개의 상류측의 전압(P0)에 비하여 작아져 있다. 그 때문에 흐름은 축방향으로부터 유입하여 날개와 날개 사이에 형성되는 날개 사이 유로를 따라 둘레 방향으로 구부러짐으로써 가속된다. 이와 같이 날개는 날개 유입부에서의 고압·저속의 유체를, 저압·고속의 유체로 변환하는 역할을 가지고 있다. 즉, 고압의 유체가 가지는 열에너지를 운동에너지로 변환하는 역할을 가진다. 그러나 실제로는 이 에너지 변환효율은 100%가 아니라, 그 일부는 워크로서 사용할 수 없는 손실이 된다. 이 손실분을 보충하기 위하여 여분으로 고압의 유체를 터빈 중으로 흘릴 필요가 있고, 이 여분의 에너지는 손실이 클 수록 커진다. 즉, 동일한 동력을 인출한다 하여도 손실이 작을 수록 필요한 에너지는 적어도 된다.

날개형상에 관한 손실은, 아음속 영역의 날개에 관해서는 유체와 날개면 사이에 생기는 마찰에 의한 마찰손실과, 날개 뒷 가장자리부에 유한한 두께가 있음으로써 생기는 뒷 가장자리 손실의 2개가 크다. 마찰손실은 날개의 표면적과 날개면의 압력분포로 결정된다. 즉, 날개의 표면적이 클 수록 크고, 날개면의 역압력 구배가 클 수록 크다. 또 뒷 가장자리 손실은 대략 날개의 뒷 가장자리 두께와 뒷 가장자리 웨지각으로 결정되나, 뒷 가장자리 두께와 뒷 가장자리 웨지각은 강도상 최소값이 결정되기 때문에, 날개 매수가 적을 수록 작아진다. 날개 전체 주위에서 변환하지 않으면 안되는 에너지, 즉 날개부하는 설계상 정해져 있기 때문에, 날개 매수의 저감은 날개 1매당의 날개부하의 증가와 같다. 날개 1매당의 날개부하를 증가시켜도 날개 1매의 크기를 크게 하여 버리면 표면적은 늘어나기 때문에, 날개 단위면적당의 날개부하를 늘리는 것이 손실저감으로 이어지는 것을 알 수 있다. 이상의 것에 의하여 날개에 의한 에너지 변환효율을 크게 하기 위해서는, (1) 날개 단위면적당의 날개부하를 늘린다. (2) 날개면의 역압력 구배를 작게 하는 것이 유효한 것을 알 수 있다.

도 4는 종래 날개의 날개면 압력 분포의 일례이다. P0는 입구의 전압, p2는 날개열 출구 정압, pmin은 날개면 최소 압력값을 나타낸다. PS로 나타낸 압력이 큰 쪽의 곡선을 정압면, SS로 나타낸 압력이 낮은 쪽의 면을 부압면이라 한다. LE는 날개 앞 가장자리부, TE는 날개 뒷 가장자리부를 나타낸다. 날개 부하는, 이 LE와 TE 사이의 PS와 SS로 둘러 싸이는 면적과 같다. 또 dp로 나타낸 양은 p2와 pmin의 압력차로, 이것이 커지면 날개면에서 pmin에서 p2까지 압력상승, 즉 역압력 구배가 되어 경계층 두께의 증대 나아가서는 경계층 박리를 유기하여 손실이 증대된다. 또 날개의 마찰손실과 뒷 가장자리 손실을 저감하기 위하여 종래 날개의 날개매수를 줄이면 날개 1매당의 날개 부하 증가분이 날개 하류측에 집중하여 역압력 구배가 커져 반대로 손실이 증가한다. 그 때문에 dp는 작게 할 필요가 있다.

따라서 이러한 날개 부하 분포를 가지는 날개에 대하여, 날개 단위면적당의 날개부하를 증가시키기 위해서는, 현재 날개부하가 작은 날개 상류측에서의 날개 부하를 증가시키는 것이 유효함을 알 수 있다.

도 5는 dp를 0으로 하여 날개 부하를 증대시킨 이상적인 날개의 압력분포이 다. 정압면에서는 전역에서 입구 전압과 같고, 부압면에서는 전역에서 출구 정압과 같다. 이것이 이상적인 날개면 압력 분포이다. 그러나 이 경우 앞 가장자리와 뒷 가장자리에서 압력의 불연속이 일어나 있어 실현은 불가능하다.

도 6은 도 3에 나타내는 본 실시예의 날개의 날개면 압력 분포이다. 도시하는 본 실시예의 날개면 압력 분포는, 도 5의 이상적인 압력분포에 가까운 압력분포로 되어 있었음을 알 수 있다. 이 압력분포의 특징을 도 4의 종래의 압력분포와 비교하면 본 실시예에서는 날개의 상류측에서 부압면(SS)측의 압력을 작게 하여 날개부하를 증가시키고 있기 때문에, 날개열 출구 정압(P2)과 날개면 최소 압력값(pmin)의 압력차(dp)를 크게 하지 않고 단위 면적당의 날개 부하 분포를 크게 할 수 있음을 알 수 있다. 이러한 날개면 압력 분포는, 날개면 곡율에 의해 제어할 수 있다. 왜냐하면 벽면 곡율을 곡율 반경(r)의 역수(1/r)로 정의하면 벽면 곡율(1/r)과 국소 압력 구배의 관계는 밀도(ρ), 속도(V)를 사용하여,

로 나타낼 수 있기 때문이다. 즉, 벽면의 압력은 벽면 근방 속도의 2승과 곡율(1/r)의 곱에 비례한다. 터빈 내의 날개간 흐름은, 입구에서 유속이 작고, 출구에서 큰 가속류이기 때문에, 유속이 작은 입구부에서 압력을 내리기 위해서는 곡율을 크게, 유속이 큰 출구부에서 압력을 일정하게 하기 위해서는 곡율을 작게 할 필요가 있다. 이상에 의하여 도 6의 날개 부압면의 압력 분포를 실현하기 위해서는 유속이 단조 증가하는 데 맞추어 날개 부압면의 곡율을 단조 감소시키면 좋다.

도 1은 본 실시예의 터빈날개의 날개 부압면 곡율 분포를 나타낸다. 가로축은 회전축방향, 세로축은 날개면 곡율에 날개와 날개의 거리인 피치(t)를 곱한 무차원 부압면 곡율이다. 도시하는 바와 같이 본 실시예의 터빈날개는 날개 앞 가장자리로부터 뒷 가장자리에 걸쳐 날개면 곡율이 단조롭고 또한 연속적으로 감소되고 있다. 즉, 본 실시예에서는 작동 유체를 이용하여 회전력으로서 동력을 인출하는 것을 목적으로 한 터빈의 둘레방향으로 복수개 배치된 날개에 있어서, 터빈 날개의 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수로 정의되는 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 연속으로 또한 단조 감소하도록 형성되어 있다. 또한 날개 뒷 가장자리의 근방이 단일 원호로 형성된 것에 대해서는 그 원호부를 제외한 최하류점을 날개 뒷 가장자리라 정의한다.

이와 같이, 본 실시예에서는 효율개선을 실현하기 위한 날개형상의 기하학적 조건을 유체물리에 의거하여 도출하고 있다. 이 결과 본 실시예의 터빈날개는 유체의 열에너지를 운동에너지로, 또는 운동 에너지를 로터의 회전에너지로 변환할 때의 변환 효율을 개선하는 것이 가능해진다.

도 6은 도 1에 나타내는 곡율 분포에 날개 부압면을 형성한 것에 의한 날개면압력 분포를 나타낸 것이나, 본 실시예에 의하면 역압력 구배도 작고, 도 5의 이상적인 압력분포에 가까운 압력분포로 되어 있음을 알 수 있다. 또 실제로 날개열 풍동시험을 행한 결과, 도 4 타입의 날개면 압력 분포를 가진 날개에 대하여 손실이 저감된 것을 확인할 수 있었다.

또 도 6의 압력분포를 실현하기 위하여 보다 상세하게 도 1의 날개 부압면 곡율 분포를 도 3의 날개형과 비교하면서 설명한다.

먼저 도 3에 나타낸 날개 앞 가장자리위치(A)로부터 날개 부압면측으로 가장 돌출한 점(B)까지의 사이는, 유속이 작은 영역에서 압력을 작게 하기 위하여, 또 날개의 유입각이 설계 유입각 90도로부터 크게 다른 경우에도 날개면 경계층이 두꺼워지는 또는 박리됨으로써 날개형 손실이 증가하지 않는 것을 고려하여 날개면 곡율에 인접하는 날개의 둘레 방향거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율을 6 내지 9 사이의 일정값으로 한다. 도 1에 나타내는 본 실시예에서는 A-B 사이의 무차원 날개 부압면 곡율을 약 7로 설정하고 있다.

또한 A-B 사이의 무차원 날개 부압면 곡율이 6보다 작은 경우는, 날개 앞 가장자리 근방의 날개면 압력이 작아지지 않고, 단위 면적당의 날개 부하를 크게 할 수 없어 본 발명의 효과가 작아진다. 또 앞 가장자리의 무차원 날개 부압면 곡율이 작은 것은 날개 앞 가장자리 반경이 큰 것으로, 결과로서 날개 자체가 커져 날개의 표면적이 증가된다. 또 무차원 날개 부압면 곡율이 9보다 큰 경우는, 날개 앞 가장자리 근방의 날개면 압력부분이 날개열 출구 압력(P2)에 비하여 작아지는 부분이 생기고, 그 때문에 역압력 구배부가 생겨 본 발명의 효과가 작아진다.

또 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점으로 정의되는 스로트(C)에서 무차원 날개 부압면 곡율을 0.5 내지 1.5 사이의 값으로 한다. 도 1에 나타내는 본 실시예에서는 스로트(C)의 무차원 날개 부압면 곡율을 약 0.8로 하고 있다. 무차원 날개 부압면 곡율을 1.5 보다 크게 하면 스로트(C)에서는 유속이 크 기 때문에 날개면 압력이 작아지고, 그 결과 뒷 가장자리에 걸쳐서의 역압력 구배 (dp)가 커져 본 발명의 효과가 작아진다. 또 스로트에서의 날개 부압면 곡율은 날개간 유로의 스로트에서의 스로틀율과 관계가 있다. 스로트에서의 날개 부압면 곡율이 0.5 보다 작으면 날개간 유로의 스로트에서의 스로틀율이 작아져 스로트 상류부의 유속이 빨라지고, 날개 부압면 최소 날개면 압력위치가 스로트보다 상류측으로 온다. 이 결과, 스로트로부터 뒷 가장자리에 걸쳐서의 역압력 구배영역의 길이가 커져 본 발명의 효과가 작아진다.

또, 날개 부압면측으로 가장 돌출한 점(B)에서 스로트(C)까지의 무차원 날개 부압면 곡율은 단조롭고 또한 연속으로 감소시킬 필요가 있으나, 이때 무차원 날개 부압면 곡율이 변곡점을 가지면 날개면 압력분포에 기복이 생겨 날개면 경계층을 두껍게 하는 경우가 있기 때문에, 날개 부압면측으로 가장 돌출한 점(B)에서 스로트(C)까지의 무차원 날개 부압면 곡율은 변곡점이 없는 직선이나 2차 함수, 또는 변곡점이 1개뿐인 3차 함수로 하는 것이 바람직하다. 또 스로트 하류의 무차원 날개 부압면 곡율은 스로트 하류의 날개 부압면 경계층이 뒷 가장자리에 가까울 수록 두께를 늘려 박리하기 쉬워지기 때문에 뒷 가장자리에 가까이 갈수록 그 감소율을 작게 하도록 단조 감소시키는 것이 보다 바람직하다.

다음에 본 실시예의 터빈날개의 뒷 가장자리 웨지각에 대하여 도 7을 사용하여 설명한다. 뒷 가장자리 웨지각(WE)은, 날개 뒷 가장자리(TE)로부터 날개 부압면(SS)의 날개 뒷 가장자리(TE)에 있어서의 접선(1s)에 대하여 뽑은 수선(1sp)이, 날개 정압면(PS)과 교차하는 점(TEp)을 날개 정압면 뒷 가장자리라 정의하였을 때, 날개뒷 가장자리(TE)에 있어서의 날개 부압면의 접선(1s)과, 날개 정압면 뒷 가장자리에 있어서의 날개 정압면의 접선(1p)이 교차하는 각도라고 정의한다.

도 8은 날개 뒷 가장자리에서의 손실 발생기구의 개략도이다. 날개 부압면을 따르는 흐름(fs)과, 날개 정압면을 따르는 흐름(fp)이, 날개 뒷 가장자리 하류부에서 충돌하는 것, 유체의 운동에너지가 열에너지로 산일(散逸)되어 날개형 손실의 원인이 된다. 흐름의 충돌에 의해 손실되는 운동에너지는 서로에게 대항하는 속도성분의 크기의 영향이 크고, 이 성분은 뒷 가장자리 웨지각에 비례한다. 즉, 뒷 가장자리 웨지각은 날개형 손실을 저감하는 관점에서는 작은 쪽이 좋다. 도 6에 나타내는 본 실시예의 압력분포를 실현하고, 또한 뒷 가장자리에 있어서의 손실발생을 억제하기 위해서는 뒷 가장자리 웨지각은 6도 이하가 될 필요가 있다.

이상 설명한 바와 같이, 본 실시예의 터빈날개는 날개 부압면 곡율을 앞 가장자리로부터 뒷 가장자리까지 단조 감소시킴으로써 날개 부압면 압력을 앞 가장자리 가까이에서 작게 할 수 있고, 스로트 근방에서 출구 정압과 거의 같은 값으로 똑같게 할 수 있기 때문에, 역압력 구배를 작게 억제하고, 또한 날개 1매당의 날개 부하를 크게 할 수 있다. 그 결과, 날개 매수를 저감할 수 있어 마찰손실의 원인이 되는 날개 표면적과, 뒷 가장자리 손실의 원인이 되는 날개 뒷 가장자리 면적을 최소로 할 수 있다. 그 결과 마찰손실과 뒷 가장자리 손실의 합인 날개형 손실을 저감할 수 있어 터빈효율을 향상할 수 있다.

또한 본 발명의 터빈날개는 증기터빈의 정익에 적용하는 데 적합하나, 본 발명은 이것에 한정되는 것은 아니다.

본 발명의 터빈날개는 전력을 생산하는 발전분야에 사용한다.

Claims

작동유체에 의해 구동되는 터빈의 둘레방향으로 복수개 배치되는 터빈날개에 있어서,

상기 터빈날개는, 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수에, 인접하는 날개의 둘레 방향 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개 부압면의 가장 돌출한 점에 걸쳐 일정값이 되도록 형성되고, 또한 상기 날개 부압면의 가장 돌출한 점으로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 단조 감소하도록 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈날개.
작동유체에 의해 구동되는 터빈의 둘레방향으로 복수개 배치되는 터빈날개에 있어서,

상기 터빈날개는, 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수에, 인접하는 날개의 둘레 방향 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개 부압면의 가장 돌출한 점에 걸쳐 일정값이 되도록 형성되고, 상기 날개 부압면의 가장 돌출한 점으로부터 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점에 걸쳐 변곡점이 없는 직선이나 2차 함수가 되도록 형성되고, 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점으로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 뒷 가장자리에 가까이 갈수록 감소율을 작게 하여 연속적으로 단조 감소하도록 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈날개.
제 1항에 있어서,

날개 뒷 가장자리로부터 날개 부압면의 날개 뒷 가장자리에 있어서의 접선에 대하여 뽑은 수선이 날개 정압면과 교차하는 점을 날개 정압면 뒷 가장자리라 정의 하였을 때, 날개 뒷 가장자리에 있어서의 날개 부압면의 접선과, 날개 정압면 뒷 가장자리에 있어서의 날개 정압면의 접선이 교차하는 각도를 6도 이하로 하는 것을 특징으로 한 터빈날개.
제 1항에 있어서,

상기 터빈날개는, 날개 앞 가장자리에서의 날개 부압면 곡율에, 인접하는 날개의 둘레 방향 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율을 6 내지 9 사이의 값으로 한 것을 특징으로 한 터빈날개.
제 1항에 있어서,

상기 터빈날개는, 날개간 유로의 가장 좁은 위치로 정의되는 스로트위치에서의 날개 부압면 곡율에, 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율을, 0.5 내지 1.5 사이의 값으로 한 것을 특징으로 하는 터빈날개.
작동유체에 의해 구동되는 터빈의 둘레 방향으로 복수개 배치되는 터빈날개에 있어서,

날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수로 정의되는 날개 부압면 곡율에, 인접하는 날개의 둘레 방향 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율을, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개 부압면측으로 가장 돌출한 점까지를 6 내지 9 사이의 일정값으로 하고, 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점으로 정의되는 스로트위치에 있어서 0.5 내지 1.5 사이의 값으로 하고, 상기 날개 부압면측의 가장 돌출한 점에서 상기 스로트점까지 사이의 무차원 날개 부압면 곡율을 직선적으로 단조 감소시킴과 동시에, 상기 스로트점에서 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 뒷 가장자리에 가까이 갈수록 그 감소율을 작게 하도록 단조 감소시킨 것을 특징으로 한 터빈날개.
작동유체에 의하여 구동되는 터빈의 둘레방향으로 복수개 배치되는 터빈날개에 있어서,

날개 부압면측의 날개면 곡율반경의 역수로 정의되는 날개 부압면 곡율에, 인접하는 날개의 둘레 방향 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율을, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개 부압면측의 가장 돌출한 점까지를 6 내지 9 사이의 일정값으로 하고, 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점으로 정의되는 스로트위치에 있어서 0.5 내지 1.5 사이의 값으로 하여 상기 날개 부압면측의 가장 돌출한 점에서 상기 스로트점까지 사이의 무차원 날개 부압면 곡율을 변곡점이 없는 직선, 2차 함수, 또는 변곡점이 1개 뿐인 3차 함수로 함과 동시에, 상기 스로트점에서 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 뒷 가장자리에 가까이 갈수록 그 감소율을 작게 하도록 단조 감소시킨 것을 특징으로 한 터빈날개.
복수의 정익과 동익이 로터의 둘레 방향으로 배치되어 상기 정익과 동익의 날개열에 의하여 단락을 구성하는 터빈에 있어서,

상기 정익은, 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수에, 인접하는 날개의 둘레 방향의 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개 부압면의 가장 돌출한 점에 걸쳐 일정값이 되도록 형성되고, 또한 상기 날개 부압면의 가장 돌출한 점으로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 단조 감소하도록 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈.
복수의 정익과 동익이 로터의 둘레 방향으로 배치되고, 상기 정익과 동익의 날개열에 의해 단락을 구성하는 터빈에 있어서,

상기 정익은, 날개 부압면측의 날개면 곡율 반경의 역수에, 인접하는 날개의 둘레 방향 거리로 정의되는 피치를 곱한 값으로 정의되는 무차원 날개 부압면 곡율이, 날개의 축방향 최상류점으로 정의되는 날개 앞 가장자리로부터 날개 부압면의 가장 돌출한 점에 걸쳐 일정값이 되도록 형성되고, 상기 날개 부압면의 가장 돌출한 점으로부터 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점에 걸쳐 변곡점이 없는 직선이나 2차원 함수가 되도록 형성되고, 인접하는 날개의 정압면과의 거리가 가장 짧아지는 점으로부터 날개의 축방향 최하류점으로 정의되는 날개 뒷 가장자리에 걸쳐 뒷 가장자리에 가까이 갈수록 감소율을 작게 하여 연속적으로 단조 감소하도록 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈.