KR101322554B1 - 증기 터빈의 고정익 및 그것을 사용한 증기 터빈 - Google Patents

Abstract

터빈의 축 길이를 늘리지 않고 반경류에 의한 날개형 손실을 억제하여, 날개 내주측의 반동도를 용이하게 적정화할 수 있는 동시에 초음속 유입에 의한 손실을 저감시킬 수 있어, 터빈 효율을 향상하는 것을 목적으로 한다.
이를 해결하기 위하여, 증기 터빈의 고정익(1)이며, 고정익(1)의 후측 가장자리 곡선(10)은, 증기 터빈의 축 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때, 변곡점을 갖고 있는 동시에, 가동익(2)의 회전 방향으로의 돌출량이 고정익의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 계속해서 증가하도록 형성되어 있고, 고정익의 선단부는, 날개간 유로의 폭이 최소가 되는 위치로부터 작동 유체 흐름 방향 하류측을 향하여 증기 터빈의 외주측으로 경사지고, 고정익의 근원부는, 작동 유체 흐름 방향 상류측으로부터 하류측을 향하여 증기 터빈의 내주측으로 경사지게 한다.

Description

증기 터빈의 고정익 및 그것을 사용한 증기 터빈{STATIONARY BLADE OF STEAM TURBINE AND STEAM TURBINE WITH THE SAME}

본 발명은, 증기 터빈의 고정익에 관한 것이다.

일반적으로, 증기 터빈은, 고정익과 가동익으로 구성되는 단락을 터빈 로터의 축 방향으로 복수단 갖고 있으며, 그 하류에 배기실이 설치되어 있다. 작동 유체인 증기는, 교축 유로로 되어 있는 고정익으로 가속하여 운동 에너지를 증가시키고, 가동익으로는 운동 에너지를 회전 에너지로 변환함으로써 동력을 발생시키고 있다.

이러한 증기 터빈에 있어서, 저압 터빈 최종 단락의 터빈 날개 길이를 증가시키면, 증기가 흐르는 유로 면적이 커져, 증기의 운동 에너지가 감소하기 때문에, 발전에 이용되지 않고 배기되는 운동 에너지가 감소하여, 터빈 효율이 향상된다.

그러나, 최종 단락의 터빈을 장익화하면, 다음과 같은 문제가 발생한다.

첫번째 문제는, 반동도 저하에 따른 효율 저하이다. 터빈을 장익화하면, 증기가 흐르는 터빈 유로의 외주측의 확대각(플레어각)이 커진다. 플레어각이 커지면, 고정익 출구에서의 증기의 직경 방향 속도 성분이 증가하여, 가동익의 원심 작업에 의해 직경 방향 속도 성분은 증폭되고, 회전축을 포함하는 평면으로 사영한 2차원 유로의 내주측 등유량선의 간격이 넓어진다. 그 결과, 터빈 유로의 내주부에 있어서, 고정익에 대하여, 가동익에 있어서의 당해 영역의 실질적인 유로 면적이 증가하기 때문에, 단락에서의 압력 저하량에 대한, 가동익에서의 압력 저하량의 비로서 대략 표현되는 반동도가 저하한다.

반동도에는 효율을 최대로 하는 최적값이 존재하고, 터빈 날개는 효율이 최대가 되는 반동도로 설계되어 있기 때문에, 반동도가 저하하면 효율은 저하한다.

터빈 유로의 내주측의 반동도를 상승시켜, 효율을 향상시키는 방법으로서, 예를 들어 특허문헌 1에 기재된 바와 같은 날개 높이 방향으로, 고정익을 가동익 회전 방향으로 기우는 탄젠셜 린이나, 축 방향으로 기우는 액셜 린 등이 채용되어 왔다. 이들은, 반동도를 변경하는 유력한 수단이며, 예를 들어 특허문헌 2에는 탄젠셜 린의 형상 파라미터인 바우각 γ나, 칩측 돌출량과 내주측 피치의 비에 의해, 반동도를 적정화하는 기술이 개시되어 있다. 또한 특허문헌 4 내지 7에서는, 탄젠셜 린과 액셜 린의 조합에 의해 반동도를 적정화하는 기술이 개시되어 있다.

장익화에 수반하는 두번째 문제는, 가동익 외주측의 작동 증기가 가동익에 대하여 초음속 유입이 되기 때문에, 충격파가 발생하여, 손실이 증가하는 것이다.

일반적인 터빈 단락에서는, 가동익을 장익화함으로써, 가동익의 외주 단부에 유입하는 증기의 음속으로 가동익의 입구 외주부의 회전 원주 속도를 나눈 가동익 외주 단부 원주 속도 마하 수가 1.0을 초과하면, 가동익에 유입하는 증기의 가동익에 대한 상대 속도(가동익 상대 유입 속도)가 초음속이 될 가능성이 있다.

가동익 상대 유입 속도가 초음속에 달하면, 가동익의 상류측에서 흐름이 초크되기 때문에 가동익의 스로트(원주 방향으로 인접하는 가동익의 최소 거리)로 유량을 정할 수 없어 설계대로의 증기의 흐름을 실현할 수 없게 된다. 또한, 가동익 전방 가장자리 상류에 있어서의 이탈 충격파의 형성이나, 이탈 충격파와 날개면 경계층의 간섭에 의해 큰 손실이 발생한다.

이상과 같이 일반적인 터빈 단락에서 장익화를 도모한 경우, 가동익에 대한 증기의 상대 유입 속도가 초음속에 달함으로써, 단락 성능이 현저하게 저하될 우려가 있다.

초음속 유입에 의한 손실을 억제하는 방법으로서는, 예를 들어 특허문헌 3에 기재된 바와 같은 터빈 유로의 유로 형상에 주목한 제안이 이루어지고 있다.

미국 특허 출원 공개 제2007/0071606호 명세서 일본 특허 공개 평10-131707호 공보 일본 특허 공개 제2003-27901호 공보 유럽 특허 출원 공개 제2075408호 명세서 미국 특허 제6099248호 명세서 일본 특허 공개 제2009-121468호 공보 국제 공개 제2005/005784호 팸플릿

전술한 바와 같이, 플레어각이 커져 반동도가 저하하면, 단락 효율은 저하한다. 또한, 플레어각이 커지면, 증기의 흐름이, 날개의 미드스팬으로부터 외주에 걸쳐, 직경 방향의 성분을 포함하는 3차원적인 흐름이 되어, 반경류에 의한 3차원적인 흐름 그 자체가 날개형 손실을 증가시켜, 효율이 저하한다. 실제로, 칩측 플레어각이 클수록 효율 저하량은 커진다(도 3 실선).

이에 대해, 특허문헌 1, 2, 4, 5, 6, 7에 기재된 바와 같은 탄젠셜 린, 액셜 린의 채용에 의해, 플레어각이 큰(예를 들어 50°정도) 유로 형상이어도, 내주측 반동도를 상승시켜, 설계값으로 적정화할 수 있다.

그러나, 플레어각이 작은 유로(예를 들어 30° 정도)와 큰 유로에서 내주측의 반동도를 설계값으로 적정화한 경우, 후자에서는, 외주측의 플레어각에 의해, 단락 내부 흐름장은 직경 방향의 성분을 포함하는 3차원적인 흐름이 되기 때문에, 전자보다도 효율이 낮아진다(도 3 점선). 즉, 내주측 반동도의 적정화에 의해, 효율 향상을 도모하는 경우, 칩측의 플레어각이 크지 않은 것이 전제가 된다.

따라서, 장익화를 도모한 경우에 간단히 탄젠셜 린을 적용한 것으로는, 의도한 효율 향상 효과를 얻지 못한다.

칩측의 플레어각을 작게 하기 위해서는, 단락간 거리를 크게 하면 된다. 그러나, 단락간 거리를 크게 하면 축 길이가 길어져, 로터 강성의 저하나 플랜트 전체의 고비용화가 문제가 된다.

한편, 가동익 외주측에서는, 장익화에 수반하여, 상대적으로 초음속 유입이 되어 충격파의 발생에 의한 손실 증가가 문제로 되고 있다. 상기 특허문헌 3에서는 초음속 유입의 억제 방법으로서 유로 형상에 주목하고 있지만, 노즐의 탄젠셜 린, 액셜 린에 대해서까지는 고려되어 있지 않다.

따라서, 본 발명의 목적은, 장익에 있어서의 반경 방향의 플로우 패턴을 개선하여, 터빈 유로 내주측의 반동도 저하를 억제할 수 있는 동시에, 터빈의 축 길이를 늘리지 않고 반경류에 의한 날개형 손실을 억제하여, 가동익으로의 초음속 유입에 의한 손실을 저감시킬 수 있어, 터빈 효율을 향상시킬 수 있는 증기 터빈 고정익을 제공하는 데에 있다.

상기 과제를 해결하기 위해, 증기 터빈의 고정익에 있어서, 상기 고정익의 후측 가장자리 곡선은, 상기 증기 터빈의 축 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때, 변곡점을 갖고 있는 동시에, 가동익 회전 방향으로의 돌출량이 상기 고정익의 근원부부터 선단부에 이르기까지 계속해서 증가하도록 형성되어 있고, 상기 고정익의 선단부는, 작동 유체의 흐름 방향 상류측으로부터 하류측을 향하여 상기 증기 터빈의 외주측으로 경사지고, 상기 고정익의 근원부는, 상기 증기 터빈의 원주 방향에 있어서 인접하는 다른 고정익과의 사이에 형성되는 날개간 유로의 폭이 최소가 되는 위치로부터 작동 유체의 흐름 방향 하류측을 향하여 상기 증기 터빈의 내주측으로 경사지도록 구성했다.

본 발명에 의하면, 장익에 있어서의 반경 방향의 플로우 패턴을 개선하여, 터빈 유로 내주측의 반동도 저하를 억제할 수 있는 동시에, 터빈의 축 길이를 늘리지 않고 반경류에 의한 날개형 손실을 억제하여, 가동익으로의 초음속 유입에 의한 손실을 저감시킬 수 있어, 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.

도 1은 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 터빈 단락의 주요부 구조를 도시한 자오면 단면도.
도 2는 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 축 방향 하류측에서 본 고정익의 후측 가장자리 곡선의 형상을 설명하는 도면.
도 3은 칩측 플레어각과 단락 효율의 관계를 표현한 그래프.
도 4a는 고정익의 돌출량과, 효율 향상량을, 내외주 각각에 대하여 플롯한 그래프.
도 4b는 종래 기술에 있어서의 축 방향 하류측에서 본 고정익의 후측 가장자리 곡선의 형상을 설명하는 도면.
도 5는 본 발명에 관한 고정익의 후측 가장자리 곡선에 있어서의 가동익 회전 방향으로의 돌출량의 증가에 관한 설명도.
도 6은 본 발명의 제1 실시 형태의 변형예에 있어서의 터빈 단락의 주요부 구조를 도시한 자오면 단면.
도 7은 본 발명의 제2 실시 형태에 있어서의 터빈 단락의 주요부 구조를 도시한 자오면 단면도.
도 8a는 본 발명의 제2 실시 형태에 있어서의 탄젠셜 린 날개를 증기 터빈의 직경 방향으로부터 본 도면.
도 8b는 본 발명의 제2 실시 형태에 있어서의 액셜 린 날개를 증기 터빈의 직경 방향으로부터 본 도면.

이하, 본 발명을 실시하기 위한 형태에 대해서, 적절히 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.

<제1 실시 형태>

본 발명의 제1 실시 형태에 대해서 설명한다. 본 실시 형태는, 저압 터빈의 최종 단락에 적용한 예이지만, 본 발명은 이 예에 한정되는 것은 아니다.

도 1은, 본 실시 형태에 있어서의 터빈 단락의 주요부 구조를 도시한 자오면 단면이다. 도 1에 도시한 바와 같이, 증기 터빈의 터빈 단락은, 증기 유로 내의 작동 유체의 흐름 방향 상류측(이하 간단히 상류측이라고 기재한다)의 고압부 p0과 작동 유체의 흐름 방향 하류측(이하 간단히 하류측이라고 기재한다)의 저압부 p1 사이에 있다. 터빈 단락은, 고정익 외주측 정지부(8)와 고정익 내주측 정지부(7) 사이에 고정 설치된 고정익(1) 및 중심축 주위로 회전하는 터빈 로터(17)에 설치된 가동익(2)으로 이루어지고, 화살표(20)로 나타낸 작동 유체 흐름 방향으로 복수단 설치되어 있다. 각 단락에 있어서, 고정익(1)의 하류측에 가동익(2)이 대향한다.

고정익(1)은 원주 방향으로 복수매 설치되어 있고, 그 외주측의 선단부는, 고정익 외주측 정지부(8)에 의해 지지되고 내주측의 근원부는 고정익 내주측 정지부(7)에 의해 지지되어 있다. 고정익 외주측 정지부(8)의 내주 측벽면과 고정익 내주측 정지부(7)의 외주 측벽면 사이를 증기가 흘러, 고정익 전방 가장자리(3)로부터 고정익 후측 가장자리(4)로 흐르는 동안 증기는 가속된다.

또한, 「고정익 외주측 정지부(8)」란, 회전체인 터빈 로터(17)를 덮는 정지체(고정익을 제외한다)를 가리키고, 예를 들어, 케이싱의 내주측에 다이어프램(외주측 다이어프램)을 환상으로 설치한 경우에는, 외주측 다이어프램이 「고정익 외주측 정지부(8)」에 해당하고, 외주측 다이어프램을 설치하지 않은 경우에는 케이싱이 「고정익 외주측 정지부(8)」에 해당한다. 또한, 내주측 다이어프램이 「고정익 내주측 정지부(7)」에 해당한다. 또한, 후술을 위하여, 고정익 외주측 정지부(8) 중, 고정익(1)의 선단부가 접속된 부분의 벽면을 「고정익 외주측 내벽(6)」이라고 정의하고, 고정익 내주측 정지부(7) 중, 고정익(1)의 근원부가 접속된 부분의 벽면을 「고정익 내주측 내벽(5)」이라고 정의한다.

가동익(2)은 터빈 로터(17)에 대하여, 원주 방향으로 복수매 고정되어 있다. 가동익(2)의 외주측 선단에는, 원주 방향으로 복수 설치된 가동익 사이를 연결하는 슈라이드 커버(16)가 설치되어 있다. 슈라우드 커버(16)는 복수의 가동익(2)을 합하여, 1개의 부재로 고정되는 타입이나, 날개간 피치의 날개 일체 커버로 밀착하는 타입 등이 있다.

상기 구성에 의해, 압력차 p0-p1에 의해 증기의 흐름이 유도되면, 증기 흐름은 고정익(1)을 통과할 때에 증속되고, 또한 터빈 원주 방향으로 편향된다. 고정익(1)을 통과하여 원주 방향의 속도 성분을 부여받은 흐름은 가동익(2)에 에너지를 주어 터빈 로터(17)를 회전시킨다.

저압 터빈에서는, 단락 입구부는 단락 출구부에 비하여 고압이고 증기의 비용적이 작기 때문에, 단락 입구 유로 높이는 단락 출구 유로 높이보다 작아진다. 그로 인해, 고정익(1)의 선단부 및 고정익 외주측 내벽(6)은, 상류측으로부터 하류측을 향하여 직경 방향 외측으로, 직선적으로(혹은 단조롭게) 직경 확대되도록 경사져 있다. 또한, 후술을 위하여, 이하, 고정익(1)의 선단부 또는 고정익 외주측 내벽(6)의 축 방향에 대한 경사 각도를 플레어각이라고 정의한다.

이어서, 본 실시 형태에 있어서의 고정익(1)의 탄젠셜 린의 형성 방법을 설명한다. 탄젠셜 린은, 본 실시 형태에서는 고정익(1)의 후측 가장자리 형상을 나타내는 후측 가장자리 곡선으로 형성한다.

도 2는, 축 방향 하류측에서 본 고정익(1)의 후측 가장자리의 형상을 설명하는 도면이다. 도 2에 있어서, 파선 λ은, 고정익 후측 가장자리의 날개 근원부로부터 반경 방향으로 방사상으로 뻗은 직선이다. δ_{c. tip}은, 이 파선 λ로부터의 후측 가장자리 곡선의 원주 방향으로의 돌출량, γ은 파선 λ에 대한 후측 가장자리 곡선의 원주 방향 기울기각(바우각), t_{. root}는, 인접하는 고정익(1)의 원주 방향 날개 근원 피치를 각각 나타낸다.

탄젠셜 린의 형성 방법으로서는, 처음에 날개 내주측의 반동도가 미리 정한 설계값이 되도록, 돌출량 규격값(δ_c.tip/t_.root)을 결정하고, 탄젠셜 린의 후측 가장자리 베이스 곡선(9)(파선으로 도시)을 생성한다. 이 후측 가장자리 베이스 곡선(9)은, 고정익 높이 방향에 대하여, 화살표로 나타낸 가동익 회전 방향으로 볼록해지는 반궁(半弓) 형상의 곡선으로 형성되어 있고, 날개 높이 방향 외주측을 향하여, 가동익 회전 방향으로 돌출량이 단조 증가하고 있다. 이 후측 가장자리 베이스 곡선(9)에 대하여, 50% 날개 높이 이상의 위치(날개 높이 방향 중앙부보다도 외주측의 위치)에 변곡점을 설정한다. 또한, 이 변곡점으로부터 외주측으로, 날개 높이 방향 외주측을 향하여, 가동익 회전 방향으로의 돌출량이 증가하도록 후측 가장자리 곡선(10)을 형성한다.

이어서 변곡점보다 내주측의 후측 가장자리 베이스 곡선(9)과, 변곡점보다 외주측의 후측 가장자리 곡선(10)을 연결하여, 탄젠셜 린(실선으로 도시)을 형성한다.

따라서, 본 실시 형태에서는, 고정익(1)의 탄젠셜 린, 즉 후측 가장자리 곡선은, 가동익 회전 방향으로 경사져 있으며, 날개 높이 방향 근원부로부터 선단부측을 향하여, 돌출량 δ_c가 단조 증가하지만, 변곡점 위치 부근에서는 돌출량 δ_c의 증가량이 감소하고, 변곡점 위치보다 외주측에서는 다시 선단부로 갈수록 돌출량이 증가하고, 날개 외주측에서는 돌출량이 (δ_{c. tip}+δ_{c. tip}')이 되도록 형성되어 있다.

따라서, 본 실시 형태에서는, 탄젠셜 린, 즉 후측 가장자리 곡선은, 50% 날개 높이 이상의 위치에 설정한 변곡점을 경계로 하여, 내주측은 가동익 회전 방향으로 볼록해지는 호 형상의 곡선으로 형성되고, 외주측은, 가동익 회전 반대 방향으로 볼록해지는 호 형상의 곡선으로 형성되어 있지만, 외주측은, 가동익 회전 방향으로의 돌출량이, 날개 높이 방향 외주측을 향하여 단조롭게 증가하고 있으면 되는데, 반드시 호 형상의 곡선이 아니어도 좋다.

또한, 본 실시 형태의 고정익(1)은, 전술한 후측 가장자리 곡선 형상 외에, 다음과 같은 특징을 갖는다.

본 실시 형태에서는, 도 1에 도시한 바와 같이, 고정익 외주측 내벽(6)을, 작동 유체 흐름 방향 상류측으로부터 하류측을 향하여 외주측으로 경사지도록 구성하고, 고정익 내주측 내벽(5)을, 작동 유체 흐름 방향 상류측으로부터 하류측을 향하여 내주측으로 경사지도록 구성하고 있다. 따라서, 고정익(1)의 선단부는, 축 방향 전방 가장자리측으로부터 후측 가장자리측을 향하여 외주측으로 경사지고, 고정익(1)의 근원부는, 축 방향 전방 가장자리측으로부터 후측 가장자리측을 향하여 내주측으로 경사지도록 형성되어 있다.

이상 설명한 본 실시 형태의 고정익에 의하면, 고정익 내주측 내벽(5)이 내주측(로터 중심 방향)으로 경사져 있는 점에서, 고정익 내주측 내벽(5)의 축 방향에 대한 경사각 α가 α=0인 경우에 비하여 고정익의 내외경이 크게 되어 있다. 그 결과, 고정익 외주측 내벽(6)의 축 방향에 대한 경사각(플레어각)은 작게 되어 있기 때문에, α=0인 경우에 비하여, 단락 내부 흐름의 반경류가 저하되어, 반경 방향의 플로우 패턴을 개선할 수 있다. 그 결과, 반경류에 수반하는 날개형 손실을 저감시킬 수 있다. 또한, 경사각 α는 지나치게 크게 하면, 날개 내주측의 3차원적인 흐름에 의해 반대로 손실이 발생하기 때문에, 이하의 수학식 1의 범위 내로 하는 것이 바람직하다.

<수학식 1>

0°<α<60°

또한, 본 실시 형태에 의하면, 단락간 거리를 크게 하지 않고 고정익 외주측의 플레어각을 작게 할 수 있기 때문에, 축 길이를 억제할 수 있어, 플랜트 전체의 비용 증대를 억제할 수 있다.

또한, 상기에서는, 고정익 내주측 내벽(5)(즉, 고정익(1)의 근원부의 형상)을, 작동 유체 흐름 방향의 상류측으로부터 하류측을 향하여 터빈 로터(17)(증기 터빈)의 내주측으로 경사지도록 구성하는 경우에 대해 설명했다. 그러나 증기 터빈의 설계에서는, 고정익(1)의 근원 위치 및 선단 위치는, 터빈 로터(17)(증기 터빈)의 원주 방향에 있어서 인접하는 다른 고정익과의 사이에 형성되는 날개간 유로의 폭이 최소가 되는 위치(이하, 「날개간 유로 최소 위치」라고 칭하는 경우가 있다)(18, 19)(도 1 참조)로 규정한다. 고정익(1)의 근원측의 날개간 유로 최소 위치(18)부터 터빈 로터(17)(증기 터빈)의 회전 중심까지의 거리를 크게 하면, 고정익(1)의 선단측의 날개간 유로 최소 위치(19)부터 터빈 로터(17)의 회전 중심까지의 거리도 커지기 때문에, 고정익(1)의 선단측의 경사각을 작게 할 수 있다. 따라서, 고정익 내주측 내벽(5)에 있어서의 날개간 유로 최소 위치(18)보다 상류측의 경사는, 상기의 설명과 같이 작동 유체의 흐름 방향 하류측을 향하여 내경이 작아지도록 형성할 필요는 없다. 즉, 고정익(1)의 선단측의 경사각을 작게 하기 위해서는, 가동익(2)의 근원(즉, 가동익 내주측 내벽(13))보다도 증기 터빈의 외주측에 날개간 유로 최소 위치(18)를 위치시키고, 또한 고정익(1)의 근원부가, 날개간 유로 최소 위치(18)로부터 작동 유체의 흐름 방향 하류측을 향하여 터빈 로터(17)의 내주측으로 경사져 있으면 된다.

또한, 탄젠셜 린을 구성하는 후측 가장자리 곡선을, 50% 날개 높이 이상의 위치에 변곡점을 설정하고, 상기 변곡점보다 내주측을, 날개 압력면 방향(가동익 회전 방향)으로 볼록해지는 호 형상의 곡선(후측 가장자리 베이스 곡선)으로 형성하고, 내주측으로부터 외주측을 향하여 돌출량이 단조 증가하도록 했기 때문에, 반동도 저하가 문제가 되는 날개 내주측에서, 반동도 상승 효과가 크다.

또한, 본 실시 형태의 고정익에서는, 후측 가장자리 곡선(10)의 50% 고정익 높이 이상의 위치에 변곡점을 설정하고, 변곡점으로부터 외주측을 향하여, 다시 돌출량이 증가하고 있지만, 50% 이상의 날개 길이 위치(날개 높이 방향 중앙부보다도 외주측의 위치)의 돌출량이, 내주측 반동도에 미치는 영향은 작기 때문에, 변곡점 내주측의 후측 가장자리 베이스 곡선(9)에 의해, 의도한 반동도를 실현할 수 있다. 즉, 내주측 반동도는, 돌출량 규격값(δ_c.tip/t_.root)에 기초하여, 시행 착오없이 용이하게 적정화할 수 있다.

또한 본 발명에서는, 고정익의 탄젠셜 린에 의해, 고정익 외주측의 반동도를 저하시킬 수 있으면, 초음속 유입을 억제할 수 있는 것에 착안했다. 변곡점으로부터 외주측에 걸쳐, 돌출량을 다시 단조 증가시키고 있기 때문에, 날개 외주부에서, 내경 방향의 속도 성분이 발생하여, 전술한 내주측 반동도가 저하하는 것과 동일한 원리로 외주측 반동도는 저하한다. 즉, 고정익 출구에 있어서의 내경 방향의 속도 성분에 의해, 가동익에서, 회전축을 포함하는 평면으로 사영한 2차원 유로의 내주측 등유량선의 간격이 넓어진다. 그 결과, 터빈 유로의 내주부에 있어서, 고정익에 대하여, 가동익에 있어서의 당해 영역의 실질적인 유로 면적이 증가하기 때문에, 단락에서의 압력 저하량에 대한, 가동익에서의 압력 저하량의 비로서 대체로 표현되는 반동도가 저하한다. 반동도가 저하하면 고정익 전후의 열 낙차가 커지기 때문에, 유출 마하 수가 증가하고, 가동익 외주측의 상대 유입 마하 수는 감소한다. 즉, 가동익의 입구의 초음속 유입은, 완화되어, 충격파에 의한 손실이 저감한다. 그 결과, 터빈 효율이 향상한다. 따라서, 가동익의 외주 단부에 유입하는 증기의 음속으로 가동익의 입구 외주부의 회전 원주 속도를 나눈 가동익 외주 단부 원주 속도 마하 수가 1.0을 초과하는 가동익을 구비한 단락에, 본 실시 형태의 고정익을 적용하면, 충격파 손실을 억제하여 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.

도 4는, 가동익 입구의 상대 유입 마하 수가 1을 초과하는 장익에 있어서, 고정익의 돌출량과, 효율 향상량을, 내외주 각각에 대해 플롯한 그래프이다. 종래 날개는, 돌출량에 대하여, 효율 향상의 피크가 동등한 위치였다. 그러나, 본 발명 대상의 장익은, 날개 길이가 크기 때문에, 내주측에 대하여, 외주측에서 효율 향상량이 최대가 되는 돌출량이 커서, 종래의 탄젠셜 린 형상에서는, 내외주의 반동도를 동시에 최적값으로 할 수 없다. 본 실시 형태의 탄젠셜 린 형상을 사용하여, 내주측 후측 가장자리 형상의 돌출량을 δ_{c.r. opt}, 외주측 후측 가장자리 형상의 돌출량을 δ_{c.t. opt}로 하면, 내외주 모두 높은 효율을 실현할 수 있다.

즉, 본 실시 형태에서는, 탄젠셜 린에 변곡점을 설정하고, 날개 높이 방향 근원부로부터 변곡점측을 향하여, 돌출량 δ_{c. tip}을 단조 증가시키는 동시에, 변곡점 위치보다 외주측에서, 다시 선단부로 갈수록 돌출량을 증가시키고 있으므로, 내주측과 외주측을, 따로따로 최적의 돌출량 δ_{c.r. opt}, δ_{c.t. opt}로 각각 설정할 수 있으므로, 내외주와 함께 높은 효율을 실현할 수 있다.

본 실시 형태의 증기 터빈 고정익에 의하면, 장익에 있어서의 반경 방향의 플로우 패턴을 개선하여, 날개 내주측의 반동도를 용이하게 적정화할 수 있는 동시에, 터빈의 축 길이를 늘리지 않고, 반경류에 수반하는 날개형 손실 등을 저감시킬 수 있다. 또한 가동익 외주측의 유입 마하 수를 저감하여, 충격파 손실을 억제할 수 있다.

따라서, 본 실시 형태의 증기 터빈 날개에 의하면, 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.

또한 가동익은 슈라우드 커버가 없는 타입이어도 좋고, 제1 실시 형태에서 기재한 효과 등은 전혀 변하지 않는다.

그런데 상기한 설명에서는, 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때의 고정익(1)의 후측 가장자리 곡선의 가동익 회전 방향으로의 돌출량은, "고정익(1)의 근원부로부터 선단부를 향하여 단조 증가한다"라고 설명했다. 그러나, 도 2에 도시한 바와 같이, 당해 돌출량의 증가의 형태는, 보다 구체적으로는 "고정익(1)의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 계속하여 증가하고 있다"라고 설명할 수 있다. 즉 본 실시 형태에서는, 고정익(1)의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 동안에 돌출량의 증가가 정지하여 일정하게 유지되는 부분은 존재하지 않는다. 이렇게 "돌출량이 계속해서 증가하고 있다"라는 것은, 고정익(1)의 후측 가장자리 곡선(10) 상의 임의의 점에 있어서의 바우각에 기초하여 다음과 같이 설명할 수도 있다.

도 5는 본 실시 형태에 관한 고정익(1)의 후측 가장자리 곡선(10)에 있어서의 가동익 회전 방향으로의 돌출량의 증가에 관한 설명도이다. 이 도면에 있어서, 점 a는 고정익(1)의 후측 가장자리 곡선(10) 상의 임의의 점이며 파선 λa는 a점과 터빈 로터(17)의 회전 중심을 통과하는 직선(등θ선)이며, 각도 γa는 a점에 있어서의 바우각을 나타낸다(또한, 후측 가장자리 곡선(10) 상의 근원측의 단부점에서는, 등θ선은 파선 λ로 되고, 바우각은 γ로 된다). 이 도면에 도시한 바와 같이, 고정익(1)의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 후측 가장자리 곡선(10)의 돌출량은 계속해서 증가하고 있지만, 이때, 후측 가장자리 곡선(10) 상의 모든 위치(임의의 a점)에 있어서 바우각 γa가 제로보다 크게 되어 있다. 또한, 돌출량의 증가가 정지하는 경우에는, 당해 점에 있어서의 바우각은 제로가 되지만, 그러한 경우는 본 실시 형태에서는 존재하지 않는다.

상기와 같이 고정익(1)의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 돌출량을 계속해서 증가시키면, 터빈 로터(17)의 내주측(고정익 내주측 내벽(5))에 작동 유체를 향하게 하는 힘을, 고정익(1)의 높이 방향에 있어서의 모든 위치에 있어서 작동 유체에 작동시킬 수 있다. 따라서, 고정익(1)의 높이 방향에 있어서의 일부 구간에서 당해 힘을 작동시키는 경우(즉, 돌출량의 증가가 정지하는 구간이 존재하는 경우)와 비교하여, 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있다.

그런데 상기한 제1 실시 형태와 같이 탄젠셜 린에 있어서의 변곡점을 날개 높이 방향에 있어서의 중앙부로부터 외주측으로 위치시킨 경우에는, 고정익(1)의 내주측의 반동도와 외주측의 반동도의 독립 제어가 가능하기 때문에, 날개 설계의 공정수 증가를 억제할 수 있다는 현저한 장점이 있다. 그러나, 당해 변곡점은, 날개 높이 방향에 있어서의 중앙부로부터 내주측으로 설정한 경우에도 터빈 단락의 효율을 향상시킬 수 있다. 즉, 터빈 단락의 효율 개선이라는 관점에서는, 변곡점의 위치는 한정되지 않는다. 이 경우를 제1 실시 형태의 변형예로서 도 6을 사용해서 설명한다.

도 6은 본 발명의 제1 실시 형태의 변형예에 있어서의 터빈 단락의 주요부 구조를 도시한 자오면 단면이다. 또한 제1 실시 형태와 동일한 부분에는 동일한 부호를 부여하고 설명을 생략한다. 이 도면에 도시한 바와 같이, 본 변형예에 있어서의 후측 가장자리 곡선(10A)은, 탄젠셜 린의 변곡점이 날개 높이 방향 중앙부보다 터빈 로터(17)의 내주측에 위치하고 있다.

터빈 로터의 외주측에 있어서의 돌출량 δ_{c. tip}'를 크게 하면, 고정익 외주측의 반동도는 저하하여, 가동익의 초음속 유입이 완화되기 때문에, 터빈 단락의 효율은 향상한다. 그러나, 외주측의 돌출량 δ_{c. tip}'를 크게 하면 2차 흐름 등에 의해 고정익의 손실이 증가하기 때문에, 최적값을 초과하면 단락 효율이 저하하는 경향이 있다.

이에 대해, 본 변형예와 같이 탄젠셜 린의 변곡점 위치를 터빈 로터(17)의 내주측으로 이동시키면, 외주측의 반동도를 저하시키는 작용을 고정익(1)의 높이 방향에 있어서의 넓은 범위에서 분담할 수 있어 외주측의 돌출량 δ_{c. tip}' 증가에 수반하는 2차 흐름의 증가를 저감시킬 수 있어, 단락 효율을 향상시킬 수 있다. 그 외에, 기본적인 작용 효과는, 제1 실시 형태와 동등하다.

또한 본 변형예에서는 탄젠셜 린의 변곡점이 날개 높이 방향 중앙부보다도 내주측에 위치하기 때문에, 외주측의 돌출량이 내주측의 반동도에도 영향을 준다. 따라서, 내외주의 반동도를 독립적으로 제어하는 제1 실시 형태보다도 설계 공정수가 증가하는 경향이 있다.

<제2 실시 형태>

이어서, 본 발명의 제2 실시 형태에 대해서 설명한다. 도 7은, 본 실시 형태에 있어서의 터빈 단락의 주요부 구조를 도시한 자오면 단면이다. 또한, 제1 실시 형태와 동등한 구성 요소에는 동일한 부호를 부여하고, 설명을 생략한다. 본 실시 형태가 제1 실시 형태와 상이한 점은, 터빈 로터(17)의 축 방향에 있어서의 고정익의 후측 가장자리 곡선의 변화 형태(즉, 액셜 린)이다.

이 도면에 도시한 증기 터빈은 고정익(1B)을 구비하고 있다. 곡선(10B)은, 고정익(1B)의 후측 가장자리 곡선을 증기 터빈의 자오면(터빈 로터를 그 중심축을 따라 절단한 면(즉 도 7의 지면))에 회전 투영했을 때에 나타나는 곡선이며, 여기에서는 편의상 「자오면 후측 가장자리 곡선」이라고 칭하는 경우가 있다. 직선(21)은, 자오면 후측 가장자리 곡선(10B)의 양단부(고정익(1B)의 선단과 근원)를 연결하여 형성되는 것이다. 도 7에 도시한 바와 같이, 본 실시 형태에 관한 직선(21)과 자오면 후측 가장자리 곡선(10B)은, 직선(21)보다 작동 유체의 하류측에 소정의 각도(「기울기각 ε」라고 한다)가 형성되도록 고정익(1B)의 선단부에서 교차하고 있다.

여기서, 본 실시 형태의 고정익(1B)의 선단측에 있어서의 탄젠셜 린과 액셜 린의 작용을 설명한다. 본 실시 형태의 선단측의 탄젠셜 린, 액셜 린을 각각 도 8a 및 도 8b에 도시한다. 도면 중에 있어서의 실선의 날개형은 선단측의 것을 나타내고, 파선의 날개형은 실선으로 나타낸 것보다도 근원측의 것을 나타내고 있다. 또한, 도면 중의 화살표(20)는 작동 증기의 흐름 방향을 나타내고, 도면 중의 「원주 방향」 및 「축 방향」은 증기 터빈의 원주 방향 및 축 방향을 나타낸다. 「원주 방향」의 화살표의 방향은 가동익 회전 방향과 일치한다.

도 8a에 도시한 바와 같이, 고정익(1B)의 탄젠셜 린은, 제1 실시 형태와 마찬가지로, 날개 선단을 향하여, 정압면측에 있어서의 원주 방향으로 경사져 있고, 가동익 회전 방향에 있어서의 돌출량이 날개 선단을 향하여 증가하고 있다. 한편, 도 8b에 도시한 바와 같이, 고정익(1B)의 액셜 린은, 날개 선단을 향하여, 정압면측에 있어서의 축 방향으로 경사져 있고, 작동 증기(작동 유체)의 흐름 방향(20)의 하류측에서 직선(21)과 기울기각 ε을 이루고 있다. 정압면측의 날개 높이 방향의 경사(선단을 제외한다)에 주목하면, 탄젠셜 린에서는 날개 전반부의 경사가 크고, 액셜 린에서는 날개 후반부의 경사가 크다. 즉, 탄젠셜 린은, 작동 증기에 대하여 날개 상류측에서 근원측으로의 힘이 작용한다. 또한, 액셜 린에서는, 작동 증기에 대하여 날개 하류측에서 근원측으로의 힘이 작용한다.

본 실시 형태에서는, 고정익의 탄젠셜 린과 액셜 린을 조합함으로써, 고정익 외주측의 반동도의 저하와 초음속 유입의 억제를 도모했다. 즉, 고정익(1B)의 외주부에 있어서의 후측 가장자리 곡선에 대해서, 터빈 로터의 원주 방향과 축 방향의 양쪽에 있어서의 돌출량이 터빈 로터의 외주측을 향하여 각각 증가하도록 고정익(1B)을 형성하고 있다. 이에 의해, 고정익(1B)의 외주부에서, 내경 방향의 속도 성분이 발생하므로, 제1 실시 형태에서 나타낸 것과 마찬가지의 원리에 의해 외주측 반동도를 저하할 수 있다. 그리고, 가동익의 입구의 초음속 유입이 완화되므로, 충격파에 의한 손실을 저감시킬 수 있다. 그 결과, 터빈 효율이 향상한다. 따라서, 가동익의 외주 단부에 유입하는 증기의 음속으로 가동익의 입구 외주부의 회전 원주 속도를 나눈 가동익 외주 단부 원주 속도 마하 수가 1.0을 초과하는 가동익을 구비한 단락에, 본 실시 형태의 고정익을 적용하면, 충격파 손실을 억제하여 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.

전술한 바와 같이 탄젠셜 린과 액셜 린은, 날개 선단측(외주측)에 있어서의 반동도를 저하시키는 효과가 있다. 따라서, 탄젠셜 린과 액셜 린을 조합한 제2 실시 형태에서는, 탄젠셜 린을 단독으로 사용한 제1 실시 형태와 비교하여, 탄젠셜 린의 돌출량은 작아진다. 따라서, 날개 전방 가장자리에서 반경류를 발생시키는 제1 실시 형태에 대하여, 날개 전후 가장자리 전체에서 반경류를 발생시키는 제2 실시 형태의 쪽이 반경류에 수반하는 2차 흐름 손실을 작게 할 수 있다.

상기와 같이 구성한 본 실시 형태의 증기 터빈 고정익에 의하면, 장익에 있어서의 반경 방향의 플로우 패턴을 개선하여, 날개 내주측의 반동도를 용이하게 적정화할 수 있는 동시에 터빈의 축 길이를 늘리지 않고, 반경류에 수반하는 날개형 손실 등을 저감시킬 수 있다. 또한, 가동익 외주측의 유입 마하 수를 저감시켜 충격파 손실을 억제할 수 있다.

따라서, 본 실시 형태의 증기 터빈 날개에 의하면, 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.

또한 가동익은 슈라우드 커버가 없는 타입이어도 되는데, 제1 실시 형태에서 기재한 효과 등은 전혀 변함없다.

1: 고정익
2: 가동익
3: 고정익 전방 가장자리
4: 고정익 후측 가장자리
5: 고정익 내주측 내벽
6: 고정익 외주측 내벽
7: 고정익 내주측 정지부
8: 고정익 외주측 정지부
9: 후측 가장자리 베이스 곡선
10: 후측 가장자리 곡선
10B: 자오면 후측 가장자리 곡선
11: 가동익 전방 가장자리
12: 가동익 후측 가장자리
13: 가동익 내주측 내벽
14: 압력면
15: 부압면
16: 슈라우드 커버
17: 터빈 로터
18: 고정익 근원부에 있어서 날개간 유로폭이 최소인 위치(근원측 스로트 점)
19: 고정익 선단부에 있어서 날개간 유로폭이 최소인 위치(선단측 스로트 점)
20: 흐름 방향

Claims (16)

1. 증기 터빈의 고정익(1)이며,
   상기 고정익의 후측 가장자리 곡선(10)은, 상기 증기 터빈의 축 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때, 변곡점을 갖고 있는 동시에, 가동익(2) 회전 방향으로의 돌출량이 상기 고정익의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 계속하여 증가하도록 형성되어 있고,
   상기 고정익의 선단부는, 작동 유체의 흐름 방향 상류측으로부터 하류측을 향하여 상기 증기 터빈의 외주측으로 경사지고,
   상기 고정익의 근원부는, 상기 증기 터빈의 원주 방향에 있어서 인접하는 다른 고정익과의 사이에 형성되는 날개간 유로의 폭이 최소가 되는 위치로부터 작동 유체의 흐름 방향 하류측을 향하여 상기 증기 터빈의 내주측으로 경사져 있고,
   상기 가동익의 외주 단부에 유입하는 증기의 음속으로 상기 가동익의 입구 외주부의 회전 원주 속도를 나눈 가동익 외주 단부 원주 속도 마하 수가 1.0을 초과하는 가동익과 단락을 구성한 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
2. 제1항에 있어서, 상기 변곡점은, 상기 고정익의 높이 방향에 있어서의 중앙부보다도 상기 증기 터빈의 외주측에 위치하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
3. 제1항에 있어서, 상기 변곡점은, 상기 고정익의 높이 방향에 있어서의 중앙부보다도 상기 증기 터빈의 내주측에 위치하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 후측 가장자리 곡선의 상기 변곡점보다 상기 증기 터빈의 내주측은, 상기 증기 터빈의 폭 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때, 상기 가동익 회전 방향으로 볼록해지는 반궁 형상의 곡선으로 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
5. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 후측 가장자리 곡선을 상기 증기 터빈의 자오면에 회전 투영했을 때에 나타나는 곡선을 자오면 후측 가장자리 곡선으로 했을 때,
   상기 자오면 후측 가장자리 곡선의 양단부를 연결한 직선과 상기 자오면 후측 가장자리 곡선은, 상기 직선보다도 작동 유체의 하류측에 소정의 각도가 형성되도록 상기 고정익의 선단부에서 교차하고 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
6. 삭제
7. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고정익은, 저압 터빈의 최종 단락에 설치되는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
8. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고정익의 근원부의 상기 증기 터빈의 축 방향에 대한 경사각 α가 0°<α<60°의 범위에 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈의 고정익.
9. 고정익(1)과, 상기 고정익의 작동 유체 흐름 방향 하류측에 대향한 가동익(2)으로 이루어지는 단락을 갖는 증기 터빈이며,
   상기 고정익의 후측 가장자리 곡선(10)은, 상기 증기 터빈의 축 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때, 변곡점을 갖고 있는 동시에, 상기 가동익의 회전 방향으로의 돌출량이 상기 고정익의 근원부로부터 선단부에 이르기까지 계속해서 증가하도록 형성되어 있고,
   상기 고정익의 선단부는, 작동 유체의 흐름 방향 상류측으로부터 하류측을 향하여 상기 증기 터빈의 외주측으로 경사지고,
   상기 고정익의 근원부는, 상기 증기 터빈의 원주 방향에 있어서 인접하는 다른 고정익과의 사이에 형성된 날개간 유로의 폭이 최소가 되는 위치로부터 작동 유체의 흐름 방향 하류측을 향하여 상기 증기 터빈의 내주측으로 경사져 있고,
   상기 가동익의 외주 단부에 유입하는 증기의 음속으로 상기 가동익의 입구 외주부의 회전 원주 속도를 나눈 가동익 외주 단부 원주 속도 마하 수가 1.0을 초과하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
10. 제9항에 있어서, 상기 변곡점은, 상기 고정익의 높이 방향에 있어서의 중앙부보다도 상기 증기 터빈의 외주측에 위치하는 것을 특징으로 하는 증기 터빈.
11. 제9항에 있어서, 상기 변곡점은, 상기 고정익의 높이 방향에 있어서의 중앙부보다도 상기 증기 터빈의 내주측에 위치하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
12. 제9항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 후측 가장자리 곡선의 상기 변곡점보다 상기 증기 터빈의 내주측은, 상기 증기 터빈의 축 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름 방향 하류측에서 보았을 때, 상기 가동익 회전 방향으로 볼록해지는 반궁 형상의 곡선으로 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
13. 제9항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 후측 가장자리 곡선을 상기 증기 터빈의 자오면에 회전 투영했을 때에 나타나는 곡선을 자오면 후측 가장자리 곡선으로 했을 때,
    상기 자오면 후측 가장자리 곡선의 양단부를 연결한 직선과 상기 자오면 후측 가장자리 곡선은, 상기 직선보다도 작동 유체의 하류측에 소정의 각도가 형성되도록 상기 고정익의 선단부에서 교차하고 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
14. 삭제
15. 제9항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 단락은, 저압 터빈의 최종 단락인 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
16. 제9항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고정익의 근원부의 상기 증기 터빈의 축 방향에 대한 경사각 α가 0°<α<60°의 범위에 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.

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