WO2001059261A1 - Etage de turbine a flux axial tridimensionnel - Google Patents

Etage de turbine a flux axial tridimensionnel Download PDF

Info

Publication number
WO2001059261A1
WO2001059261A1 PCT/JP2001/000940 JP0100940W WO0159261A1 WO 2001059261 A1 WO2001059261 A1 WO 2001059261A1 JP 0100940 W JP0100940 W JP 0100940W WO 0159261 A1 WO0159261 A1 WO 0159261A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
axis
rotating shaft
line
tip
Prior art date
Application number
PCT/JP2001/000940
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Sakae Kawasaki
Original Assignee
Kabushiki Kaisha Toshiba
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kabushiki Kaisha Toshiba filed Critical Kabushiki Kaisha Toshiba
Priority to US10/203,412 priority Critical patent/US6848884B2/en
Priority to AU2001230607A priority patent/AU2001230607B2/en
Priority to AU3060701A priority patent/AU3060701A/xx
Publication of WO2001059261A1 publication Critical patent/WO2001059261A1/ja

Links

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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/05—Variable camber or chord length

Definitions

  • the present invention relates to an axial bin, and more particularly to an evening bin stage that can significantly improve turbine efficiency.
  • an axial flow bin for example, a steam bin
  • a steam bin is installed on the rotating shaft 4 and a plurality of stationary blades 3 fixed between the stationary vane outer ring 1 and stationary vane inner ring 2 as shown in Fig. 7.
  • a plurality of blades 6 having a shroud 5 at the top and a plurality of blades 6 form a paragraph, and a single paragraph or a plurality of paragraphs are combined in the axial direction to constitute a steam bin.
  • three-dimensional blades have been proposed for improving the efficiency of the entire turbine by improving the aerodynamic performance of the static and moving blades.
  • the effect of the conventional three-dimensional blade is obtained by reducing the secondary flow loss that occurs in the blade passage.
  • the secondary flow will be described with reference to FIG.
  • the inlet boundary layers 8a and 8b which are low-energy fluids that flow near the end wall 7, form the wings 3a and 3b. Collisions with the leading edges 9a and 9b of the dorsal horseshoe vortex 10a, 1Ob and the ventral horseshoe vortex 1 la, 1lb.
  • the dorsal horseshoe-shaped vortices 10a and 10b flow out downstream while gradually growing due to the development of the boundary layer between the dorsal side 12 and the end wall 7 of the stationary blade 3.
  • the ventral horseshoe-shaped vortex 1 la, 1 lb is driven by the pressure difference between the ventral side 13 of the stationary blade 3 and the The flow path vortex heading toward the dorsal side 12 grows 14.
  • These dorsal horseshoe vortices 10a, 1Ob and the channel vortex 14 are called secondary flow vortices.To form these vortices, the energy of the working fluid is dissipated and the It is causing a decline. This is called secondary flow loss.
  • the boundary layer which is a low-energy fluid
  • the vortex 14 flowing out to the downstream side of the blade while winding up the air occupies a large part of the secondary flow loss, and it is indispensable to suppress the flow vortex 14 to reduce the secondary flow loss.
  • the loss that occurs in the evening bin paragraph will be described with reference to FIGS. 9A and 9B.
  • E-The loss in the bin stage can be roughly classified into the friction loss (hereinafter referred to as the airfoil loss) generated between the working fluid and the blade section of the stationary blade 3 and the moving blade 6 shown in Fig. 9B.
  • the leakage loss is caused by the generation of the working fluid 16 (indicated by the arrow in the figure) that does not flow into the chamber 6 and does not perform effective work.
  • FIG. 10 is a diagram showing the state of expansion of the working fluid in the turbine stage.
  • the vertical axis indicates the entropy h (energy), and the horizontal axis indicates entropy S.
  • the symbol P on the figure indicates pressure.
  • Points 0 1, 0 2, 0 3, 0 2 rel, 0 3 rel are the stationary state in the stationary coordinate system of the entrance of the stationary blade 3, the exit of the stationary blade 3, and the exit of the moving blade 6, respectively.
  • Cn and Cb are coefficients indicating the degree of influence of blade element loss on the stationary blades 3 and the moving blades 6 (hereinafter referred to as “influence coefficients”). It can be treated as a function of the ratio (D / A) to the thermal head D generated at the rotor blade 6 shown in the figure (hereinafter referred to as the degree of reaction).
  • the greater the degree of reaction (the greater the heat drop at the rotor blade 6), the greater the influence coefficient Cb of the rotor blade 6 and the smaller the influence coefficient Cn of the stator blade 3.
  • the degree of reaction the smaller the heat drop at the moving blade 6
  • FIG. 11 shows the influence factors of the stationary blade 3 and the moving blade 6 in the blade height direction of a general axial flow turbine stage.
  • the lower the blade height position the smaller the reaction degree, and the higher the blade height position, the greater the reaction force distribution. It is larger than the root of blade 6, and it is more effective to reduce the loss of blade elements at the tip of rotor blade 6 to reduce the loss of the entire paragraph.
  • the influence coefficient is larger than that of the tip of the vane 3, and it is more effective to reduce the blade element loss at the root of the vane 3 to reduce the loss of the entire paragraph.
  • FIG. 12 shows the effect of the conventional three-dimensional moving blade 6 disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open Publication No. Hei 6-212902.
  • the vertical axis in the figure shows the step-down efficiency ratio between the evening bin stage using the three-dimensional moving blade 6 with inclined blades and the turbine stage using the moving blade 6 without inclined blades.
  • the horizontal axis shows the inclination angles 0bt and 0br at the tip of the rotor blade 6 and at the root of the rotor blade 6. (The definition of the angle is that the blade center-of-gravity line is Angle to the side).
  • the paragraph efficiency has been improved. That is, the pressure difference on the blade surface and the blade inclination angle are in a proportional relationship, and the larger the inclination angle, the smaller the blade surface pressure difference and the smaller the secondary flow loss.
  • the performance of the entire paragraph is reduced because the flow rate at the end wall is increased due to a decrease in the flow rate. Therefore, in the conventional example, the inclination angle range is set.
  • the tip of the rotor blade 6 In order to reduce blade loss more effectively, the setting of the inclination angle 0bt and 6> br can provide a more efficient evening bin paragraph if the same angle is not used.
  • the step-down efficiency is set by setting it to a certain angle range (2.5 degrees to 25 degrees).
  • the tip inclination angle of the stationary blade 3 nt nt and the root inclination angle of the stationary blade 3 0 nr should not be set to the same angle.
  • Paragraphs can be provided. That is, the setting of the blade root inclination angle and the blade tip inclination angle of the stationary blade 3 and the moving blade 6 is changed, and a high-efficiency evening bin paragraph can be formed by a synergistic effect of their combination.
  • FIG. 13 shows the pressure distribution at the inlet and outlet in the height direction of the stationary blades 3 and the moving blades 6 of the general axial flow one-bottle section with solid lines.
  • the vertical axis is the blade height
  • the horizontal axis is the pressure.
  • the pressure at the inlet of the stationary blade 3 is constant in the blade height direction
  • the outlet pressure of the stationary blade 3 pressure at the inlet of the moving blade 6) is lower as the blade height position is lower.
  • FIG. 14 shows the pressure rise increases as the blade inclination angle increases.
  • An increase in the exit pressure of the stationary blade and the exit pressure of the moving blade at the blade root affects the blade element performance of the moving blade 6.
  • the relationship between the blade inclination angle and blade element loss at the root of the rotor blade 6 will be described with reference to FIG.
  • the vertical axis of Fig. 15 shows the blade root blade element loss
  • the horizontal axis shows the inclination angle 6> br.
  • the inclination angle 0br indicates the blade center of gravity line of the rotor blade 6 and the rotation center of the rotation axis 4 as shown in the figure. Extend radially from It is the angle inclined to the wing ventral side with respect to the radial line).
  • the stator blade exit pressure when combined with a three-dimensional blade is As the working fluid rises, the blade inclination angle at which the working fluid separates increases, and the blade inclination angle can be set larger. This means that the secondary flow loss can be reduced because the blade inclination angle can be set larger.
  • the optimal blade root inclination angle b combined with the three-dimensional vane varies depending on the magnitude of the three-dimensional vane inclination angle 0 nr, the blade root inclination angle and the blade root inclination There is a correlation of the tilt angle that minimizes elementary loss.
  • the three-dimensional blade shape (blade inclination angle) in the turbine stage has a correlation between the stationary blade 3 and the moving blade 6.
  • the performance improvement of the bin paragraph is insufficient.
  • the present invention has been made under such a background, and it is an object of the present invention to provide a high-performance evening bin paragraph in which a decrease in performance due to mutual interference between a stationary blade and a moving blade is reduced.
  • the present invention provides: a plurality of moving blades fixed to a rotating shaft and arranged in a circumferential direction around the axis of the rotating shaft; A plurality of stationary blades arranged opposite to each other and arranged in a circumferential direction about the axis of the rotating shaft, and The edge line is formed to be convex on the abdominal side with respect to a radial line extending radially from the axis of the rotation axis, and the blade center of gravity line of the rotor blade is formed with respect to a radial line extending radially from the axis of the rotation axis.
  • the present invention provides an axial flow bottle that is convexly formed on the ventral side.
  • a tangent to the trailing edge of the vane at the tip of the vane when viewed from the direction of the axis, a tangent to the trailing edge of the vane at the tip of the vane; A radial line extending in the radial direction from the axis, an angle of 0 nt, a tangent to the trailing edge of the blade at the root of the vane, and a radiation passing through the root of the vane and from the axis of the rotation axis.
  • a radial line extending in the direction of 0 nr, a tangent to the blade center of gravity line at the leading end of the blade, and a radial passing through the tip of the blade and extending radially from the axis of the rotating shaft when viewed from the direction of the axis, a tangent to the trailing edge of the vane at the tip of the vane; A radial line extending in the radial direction from the axis, an angle of 0
  • the stationary blade and the moving blade are formed such that the following relationship is established.
  • FIG. 1A is a schematic view of a stationary blade of a three-dimensional axial flow turbine stage according to the present invention viewed from an axial direction;
  • FIG. 1B is a schematic view of the rotor blade of the three-dimensional axial flow turbine stage according to the present invention viewed from the axial direction;
  • FIG. 2 is a view for explaining the definition of the term “ventral side” in the present invention
  • FIG. 3 is an operation explanatory view of the first embodiment of the three-dimensional axial flow turbine stage according to the present invention
  • FIG. 5 is a diagram illustrating the operation of the first embodiment of the three-dimensional axial flow bin-bin paragraph according to the present invention
  • FIG. 5 is a diagram showing the paragraph efficiency ratio of the three-dimensional axial flow bin-bin paragraph to 0 nr / 0 br according to the present invention; ;
  • FIG. 6 is a diagram showing the paragraph efficiency ratio of the three-dimensional axial flow single bin paragraph to ⁇ nt / 0 bt according to the present invention
  • Figure 7 is a schematic diagram showing the axial flow bin section
  • Figure 8 is a diagram for explaining the secondary flow
  • Figure 9A is a schematic diagram showing an axial turbine stage
  • FIG. 9B is a view taken along arrow A—A in FIG. 9A;
  • Figure 10 shows the expansion diagram of the working fluid
  • Fig. 11A and Fig. 11B are the influence coefficient diagrams of the axial turbine stage
  • Figure 12 is a graph showing the ratio of paragraph efficiency to wing inclination angle;
  • Figure 13 shows the pressure distribution diagram of the axial turbine stage;
  • Figure 14 shows the relationship between tilt angle and pressure rise
  • Figure 15A is an illustration of the tilt angle
  • Figure 15B shows the relationship between the inclination angle and the blade element loss. Description of the preferred embodiment
  • FIG. 1A and 1B are views showing a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 1A is a view of the stationary blade 3 as viewed from the axial outflow side
  • FIG. 1B is a view of the rotor blade 6 as viewed from the axial outflow side.
  • the stator vanes 3 are arranged in a plurality in the circumferential direction around the axis (not shown) of the rotating shaft 4 (only shown in FIG. 1B), and are fixed to the outer ring 1 and the inner ring 2. I have.
  • each vane 3 projects its trailing edge line TL in a ventral direction with respect to radial lines R 1 and R 2 extending radially from the axis (not shown) of the rotating shaft 4. It is formed in.
  • the trailing edge of the vane is convex on the ventral side with respect to the radial line
  • the trailing edge of the vane has a shape satisfying the following conditions.
  • stator vane middle The entire area of the trailing edge of the blade at the portion between the vane tip and the vane root (hereinafter referred to as the “stator vane middle”) is either the vane tip or the vane root. It is shifted from the plane M defined on either side to the area on the left side of FIG.
  • each rotor blade 6 has a blade center-of-gravity line GL of the rotor blade 6 formed to be convex on the ventral side with respect to the radial lines R 3 and R 4 extending radially from the rotation center of the rotating shaft 4. I have.
  • wing center of gravity line refers to the geometric center of gravity of the airfoil obtained at each position in the height direction of the blade (hereinafter referred to as “airfoil center of gravity”). Means the resulting line.
  • the blade centroid line of the rotor blade is convex on the ventral side with respect to the radial line
  • the blade centroid line of the rotor blade has a shape satisfying the following condition.
  • chord connecting P L point indicating the [rho tau and the leading edge point indicating the trailing edge of the blade root portion A plane N including a straight line passing through the airfoil center of gravity G parallel to the line C and a radial line passing through the airfoil center of gravity G (corresponding to R4 in Fig. 1B) can be defined.
  • the blade center of gravity line of the rotor blade is convex on the ventral side with respect to the radial line.”
  • the entire area of the center of gravity of the blade at the portion between the blade tip and the blade root (hereinafter referred to as “the blade middle”) is either the blade tip or the blade root. It is shifted from the plane N defined on either side to the upper left area in FIG. (ii) From the plane N defined at the other of the blade tip and the blade root, at least the other side of the blade center of gravity line at the blade middle is at the other side of FIG. Is shifted to the area, and
  • stator vane 3 will be described again with reference to FIG. 1A.
  • the angle between the tangent of the trailing edge TL at the tip of the vane 3 and the radial line R 1 is 0 nt.
  • the angle between the tangent of the blade trailing edge line TL and the radial line R2 at the root of the stator blade 3 is 0nr (hereinafter referred to as the "stator blade inclination angle").
  • stator vanes 3 are formed so that the radial lines R 1 and R 2 can be seen at shifted positions when the stator vanes 3 are viewed from the axial direction of the rotating shaft 4.
  • the stator vanes 3 may be formed so that R 3 3 R 4 appear to overlap.
  • FIG. 1B when the moving blade 6 is viewed from the axial direction of the rotating shaft 4, the moving blade 6 is formed so that the radial lines R 3 and R 4 appear to be shifted.
  • the rotor blade 6 may be formed so that the lines R 3 and R 4 can be seen overlapping.
  • the radial lines are shifted in order to more clearly explain the disclosure of the present invention, but from the viewpoint of improving manufacturing easiness, the radial lines appear to overlap. Shaped stationary and moving blades It is more preferable to complete it. Of course, in any case, the performance improvement effect based on the present invention can be obtained.
  • Figure 3 shows the relationship between the inclination angle of the vane 3 and the vane loss, which is the product of the blade heat loss Hn of the vane 3 and the influence coefficient Cn of the vane 3.
  • the solid line is the stator blade loss at the stator blade root
  • the broken line is the stator blade loss at the stator blade tip.
  • the vane loss at the vane tip (Hnx Cn) is larger than the vane loss at the vane root, and the reaction coefficient is larger at the tip, so the influence coefficient is lower as shown in Fig. 3 and the vane loss Becomes smaller.
  • stator blade tip inclination angle ⁇ nt and the stator blade root inclination angle ⁇ nr are the same 01
  • stator blade root inclination angle 0nr is 01
  • stator blade tip inclination angle 0nt is 02
  • the sum of losses (r1 + tl) and (rl + t2) has a relationship of (rl + tl)> (r1 + 12)
  • the vane tip tilt angle 0nt is the stator blade root tilt angle. If the dog is smaller than 0nr, the sum of the losses is smaller than in the case of the same inclination angle, and the evening bin performance is improved.
  • stator blade tip tilt angle 0nt is smaller than the stator blade root tilt angle> nr, that is, 0nt ⁇ It is clear that setting 0nr is more effective for improving the bin drop performance in the evening.
  • the reason why the change in static pressure loss with respect to the change in the inclination angle at the base of the stator vane 3 is larger than that at the tip is that the base has a lower degree of recoil than the tip, so Because the pressure difference between the outlets is large and the secondary flow loss is large, the change in the secondary flow loss with respect to the change in the inclination angle is large.
  • the evening bin paragraph performance can be improved.
  • Figure 4 shows the relationship between the blade angle, the blade angle, and the blade loss, which is the product of the blade element heat loss Hb and the blade influence coefficient Cb.
  • the solid line is the blade loss at the blade tip
  • the dashed line is the blade loss at the blade root.
  • the blade loss at the blade tip (HbxC b) is greater than the blade loss at the blade root because the degree of recoil at the tip is greater.
  • the influence coefficient increases and the blade loss also increases.
  • the operation is the opposite of that of the stationary blade shown in Fig. 3, and the setting of the moving blade tip inclination angle 0bt to a value larger than the moving blade root inclination angle ⁇ br, that is, setting Sbt to 0bt improves turbine stage performance. It turns out that it is effective.
  • Figure 5 shows the stage efficiency of a three-dimensional turbine.
  • the horizontal axis shows the ratio between the stator blade inclination angle ⁇ nr and the rotor blade inclination angle 6> br
  • This shows the ratio between the paragraph efficiency 77 01> and the paragraph efficiency 77 lr when the root inclination angle ratio 0 nr / 0br is changed.
  • paragraph efficiency can be improved by setting 1 ⁇ 6> nr / Sbr ⁇ 3.
  • Fig. 6 is a graph showing the change in paragraph efficiency with respect to the blade tip inclination angle S nt and the blade tip inclination angle 0bt.
  • the horizontal axis shows the ratio between the stator blade tip inclination angle 6> nt and the blade tip inclination angle bt.
  • the blade root inclination angle is too large than the stator blade root inclination angle of 0 nt, the pressure between the rotor blade inlet and outlet will be higher than when the blade inclination angles of the blades 6 and 3 are the same.
  • the leakage loss between the fin and shroud at the tip of the rotor blade increases more than the reduction of secondary flow loss due to the three-dimensional shape of the blade, and the stage efficiency decreases.
  • the blade root inclination angle 0br is too small, the effect of reducing the secondary flow loss due to the three-dimensional shape of the blade 6 is reduced.
  • 0 nt / 0bt be larger than 0.3 and smaller than 1.0. Also, it is preferable that 0 nt / 0bt be larger than 0.3 and smaller than 1.0. Also,

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

明 細 書 3次元軸流夕一ビン段落 技術分野
本発明は軸流夕一ビンに係り、 特に、 タービン効率を大幅に向上させ得る夕一 ビン段落に関する。 背景技術
近年、 発電プラントに用いられる軸流夕一ビンは環境問題や省エネルギの観点 より、 信頼性の確保および高効率化が重要な課題となっている。
一般に軸流夕一ビン、 例えば蒸気夕一ビンは図 7に示すように静翼外輪 1と静 翼内輪 2との間に固設された複数枚の静翼 3と、 回転軸 4に固設され頂部にシュ ラウド 5が設けられた複数枚の動翼 6と、 により段落が形成され、 この段落を軸 方向に単段落または複数段落組み合わせることにより蒸気夕一ビンが構成されて いる。 最近この中で、 静、 動翼々素の空力性能を上げることにより、 タービン全 体の効率の向上を目的とした 3次元翼が提案されている。
従来 3次元翼による効果は、 翼通路部内にて発生する二次流れ損失を低減する ことにより得られる。 図 8を参照しながら二次流れについて説明する。 隣接する 翼 3 a、 3 b間の翼間流路を作動流体が流れるときに、 端壁 7の近傍において流入 する低エネルギ流体である入口境界層 8 a、 8 bは翼 3 a、 3 bの前縁 9 a、 9 bに衝 突して背側馬蹄形渦 1 0 a、 1 O bと腹側馬蹄形渦 1 l a、 1 l bとに分かれる。 背 側馬蹄形渦 1 0 a、 1 0 bは静翼 3の背側 1 2と端壁 7の境界層の発達により次第 に成長しながら下流側へ流出して行く。 一方、 腹側馬蹄形渦 1 l a、 1 l bは静翼 3の腹側 1 3と静翼 3の背側 1 2との圧力差を駆動力として静翼 3の腹側 1 3よ り静翼 3の背側 1 2へ向かう流路渦 1 4へと成長する。 これらの背側馬蹄形渦 1 0 a、 1 O bと流路渦 1 4は二次流れ渦と称され、 これらの渦を形成するために作 動流体の持つエネルギは散逸され夕一ビン性能の低下を招いている。 これを二次 流れ損失と称する。 特に、 翼間を横切り端壁 7上の低エネルギ流体である境界層 を巻き上げながら翼下流側へ流出する流路渦 1 4は二次流れ損失の大きな部分を 占めており、 この流路渦 1 4を抑制することが二次流れ損失の低減に必要不可欠 となる。
従来 3次元翼は、 特開平 6— 2 1 2 9 0 2号公報、 特公平 4一 7 8 8 0 3号公 報に示されているように、 上述の流路渦を抑制するために内外端壁 7面へ翼を傾 斜させて構成し、 流路渦の駆動力である翼面の圧力差 （マッハ数差） を低減する ことにより流路渦 1 4の発達を押さえ、 二次流れ損失を低減し性能を向上させる ものである。
従来の 3次元翼は、 静翼 3、 動翼 6それそれの二次流れ損失に着目し翼性能を 向上させようとしたものであり、 よりタービン段落全体の性能向上を図るために は、 静翼 3、 動翼 6の相互干渉を考慮した三次元形状にする必要がある。
夕一ビン段落内に発生する損失を図 9 A， 図 9 Bを参照しながら説明する。 夕 —ビン段落における損失を大別すると、 図 9 Bに示す静翼 3、 動翼 6の翼断面と 作動流体とのあいだに発生する摩擦損失 （以後、 翼型損失と称す） 、 前述した静 翼 3、 動翼 6それぞれの端壁 7部に発生する二次流れ損失、 および静翼 3と動翼 6の間より静止部に設けられたフィン 1 5とシュラウド 5間から漏洩し、 動翼 6 内に流入せず有効な仕事を行わない作動流体 1 6 (図中、 矢印にて示す） が発生 することにより生じる漏洩損失とに分けられる。
ここで、 中間段落における静翼 3、 動翼 6通路部内の翼素損失'（翼型損失と二 次流れ損失の合計） が夕一ビン段落性能に与える影響度合いについて図 1 0を用 いて説明する。 図 1 0はタービン段落内での作動流体の膨張状態を示す線図であ り、 縦軸にェン夕ルビ h (エネルギ） 、 横軸にエントロピ Sを示す。 図上の記号 P は圧力を示す。 点 0 1、 0 2、 0 3、 0 2 rel、 0 3 relはそれそれ静翼 3の入口、 静翼 3の出口、 動翼 6の出口の静止座標系でのせきとめ状態、 静翼 3の出口、 動 翼 6の出口の回転座標系でのせきとめ状態を示す。 点 1、 2、 3は静的状態を示 す。 夕一ビン段落における出力は図中にて示される熱落差 Aに相当し、 理論出力は 熱落差 Bに相当する。 熱落差 Bより熱落差 Aを差し引いた分が損失熱落差 Cとなる。 この損失熱落差 Cは静翼 3と動翼 6とで発生する翼素損失熱落差を合わせたもので あり、 静翼 3と動翼 6の翼素損失熱落差をそれそれ Hn、 Hbとすると、 C=CnxHn +CbxHb
で表わせる。
Cnおよび Cbは静翼 3、 動翼 6の翼素損失の影響度合いを示す係数であり （以後、 影響係数と称す） 、 これらの影響係数は、 静翼 3と動翼 6における熱落差 Aと図中 に示す動翼 6にて発生する熱落差 Dとの比 （D/A) (以後これを反動度と称す） の 関数として取り扱うことができる。 反動度が大きいほど （動翼 6での熱落差が大 きいほど） 、 動翼 6の影響係数 Cbが大きくなり、 静翼 3の影響係数 Cnが小さくな る。 反対に反動度が小さいほど （動翼 6での熱落差が小さいほど） 、 動翼 6の影 響係数 Cbが小さくなり、 静翼 3の影響係数 Cnが大きくなる。 また、 一般的な軸流 タービン段落の翼高さ方向の静翼 3および動翼 6のそれそれの影響係数を図 1 1 に示す。 反動度分布は翼高さ位置が低いほど反動度が小さく、 翼高さ位置が高く なるほど大きくなるために、 図に示すように、 動翼 6においては動翼 6の先端部 の影響係数が動翼 6の根元部より大きく、 段落全体の損失低減には動翼 6の先端 部における翼素損失の低減を計ることがより有効であり、 一方、 静翼 3において は静翼 3の根元部の影響係数が静翼 3の先端部より大きく、 段落全体の損失低減 には静翼 3の根元部における翼素損失の低減を計ることがより有効となる。
日本国特許出願公開公報：特開平 6— 2 1 2 9 0 2号に示される従来の 3次元 動翼 6の効果を図 1 2に示す。 図中の縦軸は翼を傾斜させた 3次元動翼 6を用いた 夕一ビン段落と翼を傾斜させていない動翼 6を用いた場合のタービン段落との段 落効率比を示す。 横軸は動翼 6の先端部、 動翼 6の根元部における傾斜角 0bt、 0brを示す （角度の定義は翼重心線を回転軸の回転中心から放射状に延びるラジ アル線に対して翼腹側に傾斜する角度である） 。 図に示すように翼先端部傾斜角 0bt、 根元部 0brを同一の角度として、 ある角度範囲 （2度より 22度） に設定する ことにより段落効率の向上が達成されている。 すなわち、 翼面の圧力差と翼傾斜 角は比例関係にあり、 傾斜角が大きいほど翼面圧力差が小さくなり二次流れ損失 も小さくなるが、 ある角度以上に増加すると翼中央部での流量が減じ、 端壁 7部 での流量が増加してしまうために段落全体の性能は低減してしまう。 そのために、 従来例においては傾斜角度範囲が設定されている。
しかしながら、 上述の説明のように、 動翼 6においては動翼 6の先端部におけ る翼素損失の低減を計ることがより有効であるために、 傾斜角 0bt、 6>brの設定 は同一の角度でないほうがより高効率の夕一ビン段落を提供でき、 また、 静翼 3 の傾斜角についても日本国特許出願公告公報：特公平 4— 7 8 8 0 3号公報に示 されているようにある角度範囲 （2 . 5度より 2 5度） に設定することにより段 落効率の向上が達成されているが、 動翼 6と同じく静翼 3の先端部傾斜角 Θ nt、 静翼 3の根元部傾斜角 0 nrの設定は同一の角度設定ではないほうがより高効率の タービン段落を提供できる。 つまり、 静翼 3、 動翼 6における翼根元部傾斜角と 翼先端部傾斜角の設定を変化させ、 さらに、 それらの組み合わせの相乗効果によ り高効率の夕一ビン段落が形成できる。
さらに、 タービン段落内で作動する静翼 3、 動翼 6は翼根元部、 翼先端部にお いて反動度が相違するために翼高さ方向に流体圧力が相違し、 損失の発生状況が 変化するために静翼 3、 動翼 6の 3次元形状はお互いに影響を及ぼす。 図 1 3に 一般的な軸流夕一ビン段落の静翼 3、 動翼 6の高さ方向の入口、 出口圧力分布を 実線で示す。 縦軸は翼高さ、 横軸は圧力である。 図に示すよう静翼 3の入口にお いては翼高さ方向に圧力は一定であり、 静翼 3の出口圧力 （動翼 6入口圧力） は 翼高さ位置が低いほど圧力が低く、 翼高さ位置が高くなるほど圧力も高くなる。 —方、 動翼 6の出口圧力は動翼 6の高さ位置が変化してもほぼ同等の圧力となる。 そのために、 動翼 6の根元部では動翼 6の入口、 出口部での圧力差が小さく、 先 端部では圧力差が大きくなる。 静翼 3、 動翼 6に翼を傾斜させた 3次元翼を用いた 場合の翼高さ方向の圧力分布を図中破線にて示す。 3次元翼を用いた場合、 翼先 端部、 翼根元部の静翼出口圧力、 動翼出口圧力は一般的な段落と比較して上昇す る。 これは、 翼を傾斜させることにより翼面の圧力差を小さくするだけではなく 翼出口の圧力をも上昇させるためである。 図 1 4に翼傾斜角と圧力上昇量の関係 を示す。
図 1 4に示すように翼傾斜角が増加するに従い圧力上昇量も大きくなる。 翼根 元部における静翼出口圧力、 動翼出口圧力の上昇は動翼 6の翼素性能に影響を及 ぼす。 動翼 6の根元部における翼傾斜角と翼素損失の関係を図 1 5により説明す る。 図 1 5の縦軸に動翼根元翼素損失、 横軸に傾斜角 6>brを示す （傾斜角 0brは 図中に示すように、 動翼 6の翼重心線を回転軸 4の回転中心から放射状に延びる ラジアル線に対して翼腹側に傾斜する角度である） 。 図に示すように動翼 6の傾 斜角 6> brが大きくなるほど翼間の圧力差が小さくなるために二次流れ損失は小さ くなり、 翼素損失も小さくなるが、 動翼 6の根元部においては動翼 6の入口、 出 口部の圧力差が小さいために、 ある一定以上に動翼 6の根元傾斜角 0 brを増加し て行くと動翼 6の入口、 出口での圧力が逆転し、 入口圧力より出口圧力のほうが 高くなり翼内にて作動流体が減速して剥離が発生し翼素損失が増加してしまう。 このように動翼 6の根元部の傾斜角は翼素損失が最小となる最適値が存在する。 この最適値は静翼 3に 3次元翼を用いると静翼出口圧力 （動翼入口圧力） も上昇す るために、 動翼根元翼素損失が最小となる最適傾斜角度も変化する。 図中に一般 的静翼 3 (静翼 3根元傾斜角 Θ ΙΙΓ= 0度） と組み合わせた場合 （実線） の三次元 動翼 6根元最適傾斜角 a、 Ξ次元静翼と組み合わせた場合 （破線） の三次元動翼根 元最適傾斜角 bを示す。 一般的静翼と組み合わせた三次元動翼根元最適傾斜角 aと 三次元静翼と組み合わせた三次元動翼根元最適傾斜角 bを比較すると、 三次元静翼 と組み合わせた場合、 静翼出口圧力が上昇するために、 作動流体の剥離する動翼 傾斜角度が大きくなり動翼根元傾斜角度をより大きく設定できる。 これは動翼傾 斜角をより大きく設定できるためにより二次流れ損失を減少できることを意味す る。 しかしながら、 三次元静翼と組み合わせた最適動翼根元傾斜角度 bは三次元 静翼の傾斜角 0 nrの大きさにより変化するために、 静翼根元傾斜角と動翼根元傾 斜角には翼素損失を最小とする傾斜角度の相関関係がある。
一方、 動翼 6の先端部においては、 静翼 3と動翼 6間より静止部に設けられた フィン 1 5とシユラウド 5間から作動流体が漏洩し動翼 6内に流入せず有効な仕 事を行わないために発生する漏洩損失がある。 この損失は静翼 3出口、 動翼 6出 口での圧力差が大きいほど漏洩流量が増加するために大きくなる。 3次元静翼と 3次元動翼を用いたタービン段落の場合、 それそれの翼形状の効果により図 1 3 に示すように、 一般的な段落と比較して静翼 3出口、 動翼 6出口で圧力が上昇す る。 これらの圧力上昇量は翼先端部の静翼傾斜角と動翼傾斜角との大きさに依存 するために、 動翼 6、 静翼 3の傾斜角の相互の設定によっては、 静翼出口、 動翼 出口の圧力差が大きくなり漏洩損失が増加し夕ービン段落の効率を低下させる問 題がある。例えば、 静翼先端傾斜角 0 ntより動翼先端傾斜角 を小さく設定す ると、 静翼先端傾斜角による圧力上昇量が動翼先端傾斜角による圧力上昇量より 勝り、 動翼先端部の圧力差が大きくなり漏洩損失が増加する。
上述のように、 タービン段落における 3次元翼形状 （翼の傾斜角） は静翼 3、 動 翼 6において相関があり、 静翼 3、 動翼 6個々の二次流れ損失の低減のみでは夕 ―ビン段落の性能向上は不十分である。 発明の要約
本発明はこのような背景のもとになされたものであり、 静翼と動翼との相互干 渉による性能の低下を減じ、 高性能の夕一ビン段落を提供することを目的とする。 上記目的を達成するために、 本発明は、 回転軸に固定され、 前記回転軸の軸線 を中心とする円周の方向に配列された複数の動翼と、 前記動翼と前記軸線の方向 に対向して配置されるとともに、 前記回転軸の軸線を中心とする円周の方向に配 列された複数の静翼と、 を備えた軸流夕一ビンであって、 前記静翼の翼後縁線は 前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対して腹側に凸に形成され ており、 前記動翼の翼重心線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル 線に対して腹側に凸に形成されている軸流夕一ビンを提供する。
本発明による軸流夕一ビンにおいては、 前記軸線の方向から見た場合における、 前記静翼の先端部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の先端部を通りかつ 前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0 nt、 前記静 翼の根元部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の根元部を通りかつ前記回 転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0 nr、 前記動翼の先 端部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の先端部を通りかつ前記回転軸の 軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 6>bt、 前記動翼の根元部に おける前記翼重心線の接線と、 前記動翼の根元部を通りかつ前記回転軸の軸線か ら放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0 br、 とした場合、
l< 6> nr/6> nt
K 0bt/ 0br
なる関係が成立するように静翼および動翼が形成される。
なお、 前述した 0 nr、 0 nt、 6 b 0 brの関係は、 K0nr/0br< 3
であってもよい。
また、 前述した 0nr、 0nt、 9b 0brの関係は、
O.3<0nt/0bt<l
であってもよい。
また、 前述した 0nr、 9n eht Sbrの関係は、
l<0nr/6>br< 3
O.3<6>nt/0bt<l
であってもよい。 図面の簡単な説明
図 1 Aは、 本発明に係る 3次元軸流タービン段落の静翼を軸方向より見た概略 図；
図 1 Bは、 本発明に係る 3次元軸流タービン段落の動翼を軸方向より見た概略 図；
図 2は、 本発明でにおける 「腹側」 なる用語の定義について説明する図； 図 3は、 本発明に係る 3次元軸流タービン段落の第 1実施形態の作用説明図； 図 4は、 本発明に係る 3次元軸流夕一ビン段落の第 1実施形態の作用説明図； 図 5は、 本発明に係る 3次元軸流夕―ビン段落の 0 nr/ 0 brに対する段落効率 比を示す図；
図 6は、 本発明に係る 3次元軸流夕一ビン段落の Θ nt/ 0 btに対する段落効率 比を示す図；
図 7は、 軸流夕一ビン段落を示す概略図；
図 8は、 二次流れ説明図；
図 9 Aは、 軸流タービン段落を示す概略図；
図 9Bは、 図 9 Aにおける A— A矢視図；
図 10は、 作動流体の膨張線図；
図 1 1 A及び図 1 1 Bは、 軸流タービン段落の影響係数線図；
図 12は、 翼の傾斜角に対する段落効率比を示す図； 図 1 3は、 軸流タービン段落の圧力分布図；
図 1 4は、 傾斜角と圧力上昇量の関係図；
図 1 5 Aは、 傾斜角の説明図；そして
図 1 5 Bは、 傾斜角と翼素損失関係図；である。 好適な実施形態の説明
以下、 本発明に係る軸流タービンの一実施形態を図面を参照して説明する。 図 1 Aおよび図 1 Bは本発明の第 1実施形態を示す図である。 図 1 Aは静翼 3を軸 方向流出側から見た図であり、 図 1 Bは動翼 6を軸方向流出側から見た図である。 まず、 静翼 3について説明する。 静翼 3は、 回転軸 4 (図 1 Bにのみ示す） の 軸線 （図示せず） を中心とする円周方向に複数配列されており、 かつ、 外輪 1と 内輪 2とに固設されている。 各静翼 3は、 図 1 Aに示すように、 その翼後縁線 T Lを回転軸 4の軸線 （図示せず） から放射方向に延びるラジアル線 R 1， R 2に 対して腹側に凸に形成してある。
本明細書において 「静翼の翼後縁線がラジアル線に対して腹側に凸」 とは、 静 翼の翼後縁線が以下の条件を満足する形状を有することを意味する。 今、 静翼先 端部における翼型 Aが図 2に示すようなものであったとする。 このとき、 静翼先 端部における後縁を示す点 Ρ τを通るラジアル線 （図 1 Αにおけるラジアル線 R 1 に相当） を含み、 かつ、 回転軸 4の軸線と平行な平面 M (図 2では直線で表示さ れる） を定義することができる。 また、 静翼根元部における翼型 Aが図 2に示す ようなものであったとすると、 同様に、 静翼根元部における後縁を示す点 Ρ τを通 るラジアル線 （図 1 Αにおけるラジアル線 R 2に相当） を含み、 かつ、 回転軸 4 の軸線と平行な平面 M (図 2では直線で表示される） を定義することができる。 そして、 「静翼の翼後縁線がラジアル線に対して腹側に凸」 とは、
( i ) 静翼先端部と静翼根元部との間の部分 （以下 「静翼中間部」 という） に おける翼後縁線の全域が、 静翼先端部および静翼根元部のうちのいずれか一方に おいて定義された平面 Mより図 2左側の領域にずれており、
( i i ) 静翼先端部および静翼根元部のうちの他方において定義された平面 Mよ り、 前記静翼中間部における翼後縁線のうちの少なくとも前記他方側の部分が、 図 2左側の領域にずれており、 かつ、
(iii ) 翼後縁線上に平面 M (静翼先端部および静翼根元部いずれで定義された ものであってもよい） からの距離が最も大きい最遠点が存在し、 かつ、 翼後縁線 翼上において静翼先端部および静翼根元部における後縁から前記最遠点に近づく に従って、 後縁から平面 Mまでの距離が大きくなること、
を意味している。
次に動翼 6について説明する。 動翼 6は、 回転軸 4の軸線を中心とする円周方 向に複数配列される。 各動翼 6は、 回転軸 4に固設されるとともにその頂部にシ ユラウド 5が設けられている。 各動翼 6は、 図 1 Bに示すように、 動翼 6の翼重 心線 G Lを回転軸 4の回転中心から放射状に延びるラジアル線 R 3， R 4に対し て腹側に凸に形成してある。
なお、 本明細書において、 「翼重心線」 とは、 翼の高さ方向各位置においてそ れそれ得られた翼型の幾何学的重心点 （以下 「翼型重心点」 という） をつないで 得られる線を意味する。
また、 本明細書において 「動翼の翼重心線がラジアル線に対して腹側に凸」 と は、 動翼の翼重心線が以下の条件を満足する形状を有することを意味する。 今、 動翼先端部における翼型 Aが図 2に示すようなものであったとする。 このとき、 動翼先端部における後縁を示す点 Ρ τおよび前縁を示す点 P Lを結ぶ翼弦線 Cと平 行な翼型重心点 Gを通る直線と、 翼型重心点 Gを通るラジアル線 （図 1 Bにおけ る R 3に相当） と、 を含む平面 N (図 2では直線で表示される） を定義すること ができる。 また、 動翼根元部における翼型 Aが図 2に示すようなものであつたと すると、 同様に、 動翼根元部における後縁を示す点 Ρ τおよび前縁を示す点 P Lを 結ぶ翼弦線 Cと平行な翼型重心点 Gを通る直線と、 翼型重心点 Gを通るラジアル 線 （図 1 Bにおける R 4に相当） と、 を含む平面 N (図 2では直線で表示され る） を定義することができる。 そして、 「動翼の翼重心線がラジアル線に対して 腹側に凸」 とは、
(i ). 動翼先端部と動翼根元部との間の部分 （以下 「動翼中間部」 という） に おける翼重心線の全域が、 動翼先端部および動翼根元部のうちのいずれか一方に おいて定義された平面 Nより図 2左上側の領域にずれており、 ( ii) 動翼先端部および動翼根元部のうちの他方において定義された平面 Nよ り、 前記動翼中間部における翼重心線のうちの少なくとも前記他方側の部分が、 図 2左上側の領域にずれており、 かつ、
(iii) 翼重心線上に平面 N (動翼先端部および動翼根元部いずれで定義された ものであってもよい） からの距離が最も大きい再遠点が存在し、 かつ、 翼重心線 上において動翼先端部および動翼根元部の翼型重心点から前記再遠点に近づくに 従って、 翼型重心点から前記平面 Nまでの距離が大きくなること、
を意味している。
再度図 1 Aを参照して静翼 3について説明する。 ここで、 図 1 Aに示すように 静翼 3を回転軸 4の軸線方向から見た場合に、 静翼 3の先端部における翼後縁線 T Lの接線がラジアル線 R 1となす角度を 0nt (以下 「静翼先端傾斜角」 とい う）、 静翼 3の根元部における翼後縁線 T Lの接線がラジアル線 R 2とのなす角 度を 0nr (以下 「静翼根元傾斜角」 という） とする。 また、 図 1 Bに示すように 動翼 6を回転軸 4の軸線方向から見た場合に、 動翼 6の翼先端部における翼重心 線 G Lの接線がラジアル線 R 3となす角度を 0bt (以下「動翼先端傾斜角」 とい う）、 動翼 6の翼根元部における翼心線 G Lの接線がラジアル線 となす角度 を 0br (以下 「動翼根元傾斜角」 という） とする。 このとき、 静翼 3および動翼 6は、 下記の関係、
Figure imgf000012_0001
l< 0bt/ 0br
が成立するように形成されている。
なお、 図 1 Aでは、 静翼 3を回転軸 4の軸線方向から見た場合に、 ラジアル線 R 1 , R 2がずれた位置に見えるように静翼 3が形成されているが、 ラジアル線 R 3 3 R 4が重なって見えるように静翼 3を形成してもよい。 また、 図 1 Bでは、 動翼 6を回転軸 4の軸線方向から見た場合に、 ラジアル線 R 3 , R 4がずれた位 置に見えるように動翼 6が形成されているが、 ラジアル線 R 3， R 4が重なって 見えるように動翼 6を形成してもよい。 図 1 Aおよび図 1 Bでは、 本発明の開示 内容をより明瞭に説明するためにラジアル線をずらして記載しているが、 製造容 易性向上の観点からは、 ラジアル線が重なつて見えるように静翼および動翼を形 成した方が好ましい。 むろん、 いずれの場合も、 本発明に基づく性能向上効果を 得ることができる。
図 3は静翼 3の傾斜角と静翼 3の翼素損失熱落差 Hnと静翼 3の影響係数 Cnとの 積である静翼損失との関係を示す。 実線は静翼根元部における静翼損失であり、 破線は静翼先端部における静翼損失である。 静翼先端部における静翼損失 （Hnx Cn) は静翼根元部における静翼損失と比較して、 先端部にて反動度が大きいため に図 3に示すように影響係数が低くなり静翼損失は小さくなる。 ここで、 静翼先 端傾斜角 Θ ntと静翼根元傾斜角 Θ nrが同一の 01であった場合と静翼根元傾斜角 0nrが 01、 静翼先端傾斜角 0ntが 02であった場合を比較すると、 損失和 （r 1+t l) と （r l +t 2) とでは （r l + t l) > (r 1 + 12) の関係とな り、 静翼先端傾斜角 0ntが静翼根元傾斜角 0nrより犬であれば損失和は同一傾斜 角の場合よりも小さくなり、 夕一ビン段落性能が向上する。
また、 静翼先端傾斜角 0ntと静翼根元傾斜角 0nrが同一の 6> 1であった場合と 静翼根元傾斜角 0nrが 02、 静翼先端傾斜角 0ntが 1であった場合でも、 損失和 (r l + t l) と （r2+t l) とでは （r l +t l) > (r2+t l) の関係と なり、 静翼先端傾斜角 0ntが静翼根元傾斜角 0nrより小であれば損失和は同一傾 斜角の場合よりも小さくなる。 しかし、 静翼根元部においては、 傾斜角の変化に 対する静圧損失の変化量が大きいために （Ar>At) 、 静翼先端傾斜角 0ntが 静翼根元傾斜角 >nrより小さくすなわち 0nt<0nrと設定したほうが夕一ビン段 落性能の向上により有効であるのは明白である。 静翼 3根元部において先端部と 比較して傾斜角の変化に対する静圧損失の変化量が大きい理由は、 根元部の方が 先端部に対して反動度が低いために、 静翼の入口、 出口間での圧力差が大きく、 二次流れ損失も大きいが故に、 傾斜角の変化に対する二次流れ損失の変化量が大 きくなるためである。 しかして、 前述のように 1く 0nr/6»ntとすることによつ て夕ービン段落性能を向上させることができる。
図 4は動翼 6の傾斜角と動翼の翼素損失熱落差 Hbと動翼影響係数 Cbとの積で ある動翼損失との関係を示す。 実線は動翼先端部における動翼損失であり、 破線 は動翼根元部における動翼損失である。 動翼先端部における動翼損失 （HbxC b) は動翼根元部における動翼損失と比較して、 先端部にて反動度が大きいため に図 1 3に示すように影響係数が高くなり動翼損失も大きくなる。 動翼の場合は、 図 3に示す静翼とは逆の作用となり、 動翼先端傾斜角 0btを動翼根元傾斜角 Θ b rより大きくすなわち Sbrく 0btと設定した方がタービン段落性能の向上により有 効であることがわかる。
図 5は 3次元タービンの段落効率を示す図であり、 横軸は静翼根元傾斜角 Θ nr と動翼根元傾斜角 6> brの比を示し、 縦軸は、 01^= 6> の場合の段落効率77 01>と 根元傾斜角比 0 nr/0brを変化させた場合の段落効率 77 lrとの比を示している。 図 に示すように、 6> 1^= 6>1)1>の場合の段落効率77011に対して、 1く 0 nr/ 6>br< 3の 範囲において段落効率が上昇している。 これは、 静翼根元傾斜角 0nrより動翼根 元傾斜角 6»brを大きくすると、 動翼 6及び静翼 3の根元傾斜角が同一の場合と比 較して、 動翼入口、 出口間の圧力差が小さくなり動翼 6内で剥離が誘起され動翼 翼素損失が増加し、 段落効率が低下するためであり、 動翼根元傾斜角 0brを小さ くしすぎると動翼 6での 3次元形状による二次流れ損失低減効果が減少するため である。
したがって、 1く 6> nr/Sbrく 3とすることによつても段落効率を向上させる ことができる。
また、 図 6は静翼先端傾斜角 S ntと動翼先端傾斜角 0btに対する段落効率変化 を示す図であり、 横軸は静翼先端傾斜角 6>ntと動翼先端傾斜角 btとの比を示し、 縦軸は、 0 nt == 0 btの場合の段落効率 ?7 Otと先端傾斜角比 Θ nt/ Θ btを変化させた 場合の段落効率？？ Itとの比を示している。 図に示すように、 0 nt= 0btの場合の 段落効率 770tに対して O.3< 0 nt/0bt< l. Oの範囲において段落効率が上昇してい る。 これは、 静翼根元傾斜角 0 ntより動翼根元傾斜角 を大きくしすぎると、 動翼 6、 静翼 3の根元傾斜角が同一の場合と比較して、 動翼入口、 出口間の圧力 差が大きくなり動翼先端部のフィンとシュラウド間での漏洩損失が翼の 3次元形 状による二次流れ損失の低減以上に増加し段落効率が低下してしまい。 また、 動 翼根元傾斜角 0brを小さくしすぎると動翼 6での 3次元形状による二次流れ損失 低減効果が減少するためである。
したがって、 0 nt/0btを 0 . 3より大きく、 1 . 0より小さくすることが好 ましい。 また、
K0nr/6>br< 3
かつ
O.3<0nt/0bt<l.O
なる関係をもたせた場合にはさらにお互いの効果が相乗してタービン段落の性 能が向上する。

Claims

求の範囲
1 . 軸流タービン段落において、
回転軸に固定され、 前記回転軸の軸線を中心とする円周の方向に配列された複 数の動翼と、
前記動翼と前記軸線の方向に対向して配置されるとともに、 前記回転軸の軸線 を中心とする円周の方向に配列された複数の静翼と、 を備え、
前記静翼の翼後縁線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記動翼の翼重心線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記軸線の方向から見た場合における、
前記静翼の先端部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0nt、 前記静翼の根元部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0 nr、 前記動翼の先端部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0bt、 前記動翼の根元部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0br、 とした場合、
Κ θ τιτ/ θ τΛ
1 < θ \)ϊ/ θ \)τ
なる関係が成立することを特徴とする軸流夕一ビン段落。
2 . 軸流タービン段落において、
回転軸に固定され、 前記回転軸の軸線を中心とする円周の方向に配列された複 数の動翼と、
前記動翼と前記軸線の方向に対向して配置されるとともに、 前記回転軸の軸線 を中心とする円周の方向に配列された複数の静翼と、 を備え、
前記静翼の翼後縁線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記動翼の翼重心線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記軸線の方向から見た場合における、
前記静翼の先端部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 6>nt、 前記静翼の根元部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0nr、 前記動翼の先端部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0bt、 前記動翼の根元部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を S br、 とした場合、
K 0 nr/ 0br< 3
なる関係が成立することを特徴とする軸流夕一ビン段落。
3 . 軸流タービン段落において、
回転軸に固定され、 前記回転軸の軸線を中心とする円周の方向に配列された複 数の動翼と、
前記動翼と前記軸線の方向に対向して配置されるとともに、 前記回転軸の軸線 を中心とする円周の方向に配列された複数の静翼と、 を備え、
前記静翼の翼後縁線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記動翼の翼重心線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記軸線の方向から見た場合における、
前記静翼の先端部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 6>nt、 前記静翼の根元部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0nr、 前記動翼の先端部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0bt、 前記動翼の根元部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0br、 とした場合、
O.3< 0nt/0bt<l
なる関係が成立することを特徴とする軸流夕一ビン段落。
4 . 軸流夕一ビン段落において、
回転軸に固定され、 前記回転軸の軸線を中心とする円周の方向に配列された複 数の動翼と、
前記動翼と前記軸線の方向に対向して配置されるとともに、 前記回転軸の軸線 を中心とする円周の方向に配列された複数の静翼と、 を備え、
前記静翼の翼後縁線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記動翼の翼重心線は前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線に対 して腹側に凸に形成されており、
前記軸線の方向から見た場合における、
前記静翼の先端部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0nt、 前記静翼の根元部における前記翼後縁線の接線と、 前記静翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 6>nr、 前記動翼の先端部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の先端部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0bt、 前記動翼の根元部における前記翼重心線の接線と、 前記動翼の根元部を通り かつ前記回転軸の軸線から放射方向に延びるラジアル線と、 のなす角を 0br、 とした場合、
K0nr/0br< 3
O.3<6»nt/0bt<l
なる関係が成立することを特徴とする軸流夕一ビン段落。
5. 軸流タービンにおいて、
複数のタービン段落を備え、 前記複数の夕一ビン段落のうちの少なくとも 1つ が請求項 1乃至請求項 4のいずれかに記載の前記軸流夕一ビン段落であることを 特徴とする軸流タービン。
PCT/JP2001/000940 2000-02-09 2001-02-09 Etage de turbine a flux axial tridimensionnel WO2001059261A1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/203,412 US6848884B2 (en) 2000-02-09 2001-02-09 Three-dimensional axial-flow turbine stage
AU2001230607A AU2001230607B2 (en) 2000-02-09 2001-02-09 Three-dimensional axial-flow turbine stage
AU3060701A AU3060701A (en) 2000-02-09 2001-02-09 Three-dimensional axial-flow turbine stage

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2000-31616 2000-02-09
JP2000031616A JP4240728B2 (ja) 2000-02-09 2000-02-09 ３次元軸流タービン段落

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2001059261A1 true WO2001059261A1 (fr) 2001-08-16

Family

ID=18556351

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2001/000940 WO2001059261A1 (fr) 2000-02-09 2001-02-09 Etage de turbine a flux axial tridimensionnel

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6848884B2 (ja)
JP (1) JP4240728B2 (ja)
CN (1) CN1240931C (ja)
AU (2) AU2001230607B2 (ja)
WO (1) WO2001059261A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006307846A (ja) * 2005-03-31 2006-11-09 Toshiba Corp 軸流タービン

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4373629B2 (ja) * 2001-08-31 2009-11-25 株式会社東芝 軸流タービン
US7465155B2 (en) 2006-02-27 2008-12-16 Honeywell International Inc. Non-axisymmetric end wall contouring for a turbomachine blade row
GB0704426D0 (en) * 2007-03-08 2007-04-18 Rolls Royce Plc Aerofoil members for a turbomachine
JP5638657B2 (ja) * 2013-04-22 2014-12-10 日立オートモティブシステムズ株式会社 車両用内燃機関のバルブタイミング制御装置
CN112065652B (zh) * 2020-09-10 2022-02-18 中材科技风电叶片股份有限公司 风电叶片及风电机组

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05256103A (ja) * 1992-03-11 1993-10-05 Hitachi Ltd 軸流タービン
JPH0681603A (ja) * 1992-09-03 1994-03-22 Hitachi Ltd 軸流形ターボ機械の静翼構造
JPH06212902A (ja) * 1993-01-20 1994-08-02 Toshiba Corp タービン動翼
JP2000018003A (ja) * 1998-06-30 2000-01-18 Toshiba Corp タービン動翼

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2710136A (en) * 1948-12-28 1955-06-07 Kaiser Metal Products Inc Axial flow compressor
SE447076B (sv) * 1978-07-11 1986-10-27 Gpnii Nikel Kobalt Olov Promy Ickesmeltande ljusbagselektrod
JPH0478803A (ja) 1990-07-20 1992-03-12 Omron Corp 焦点検出装置
DE69317940T2 (de) * 1992-06-12 1998-11-26 Matsushita Electronics Corp., Takatsuki, Osaka Halbleiterbauelement mit Kondensator
US5460684A (en) * 1992-12-04 1995-10-24 Tokyo Electron Limited Stage having electrostatic chuck and plasma processing apparatus using same
JP3621216B2 (ja) * 1996-12-05 2005-02-16 株式会社東芝 タービンノズル
US6286451B1 (en) * 1997-05-29 2001-09-11 Applied Materials, Inc. Dome: shape and temperature controlled surfaces

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05256103A (ja) * 1992-03-11 1993-10-05 Hitachi Ltd 軸流タービン
JPH0681603A (ja) * 1992-09-03 1994-03-22 Hitachi Ltd 軸流形ターボ機械の静翼構造
JPH06212902A (ja) * 1993-01-20 1994-08-02 Toshiba Corp タービン動翼
JP2000018003A (ja) * 1998-06-30 2000-01-18 Toshiba Corp タービン動翼

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006307846A (ja) * 2005-03-31 2006-11-09 Toshiba Corp 軸流タービン
JP4724034B2 (ja) * 2005-03-31 2011-07-13 株式会社東芝 軸流タービン

Also Published As

Publication number Publication date
AU3060701A (en) 2001-08-20
AU2001230607B2 (en) 2005-01-20
US6848884B2 (en) 2005-02-01
JP4240728B2 (ja) 2009-03-18
CN1309230A (zh) 2001-08-22
US20030143068A1 (en) 2003-07-31
JP2001221005A (ja) 2001-08-17
CN1240931C (zh) 2006-02-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8133012B2 (en) Transonic airfoil and axial flow rotary machine
JP5289694B2 (ja) 翼端棚を有するタービンエーロフォイル湾曲スクイーラ翼端
US9074483B2 (en) High camber stator vane
EP2820279B1 (en) Turbomachine blade
US5297931A (en) Forward skew fan with rake and chordwise camber corrections
KR101790421B1 (ko) 터보머신들의 인접한 블레이드 요소들의 흐름장들의 결합을 가하는 구조들 및 방법들, 그리고 그들을 포함하는 터보머신들
EP1016790B1 (en) Stator for axial flow fan
EP1783376B1 (en) Blower
JP6001999B2 (ja) エーロフォイル、圧縮機、ベーン、ガスタービンエンジン、およびステータの列
US10519980B2 (en) Turbomachine component or collection of components and associated turbomachine
US7094034B2 (en) Airfoil profile with optimized aerodynamic shape
JPWO2012053024A1 (ja) 遷音速翼
JPH10169405A (ja) タービンノズル
EP2518269B1 (en) Stator vane assembly for a gas turbine
JP2001132696A (ja) 狭ウェスト部を有する静翼
JP6461382B2 (ja) シュラウド付きタービンブレード
CN111578761A (zh) 空气-油热交换器
US6877953B2 (en) Gas turbine
WO2001059261A1 (fr) Etage de turbine a flux axial tridimensionnel
JPS6133968B2 (ja)
US11982204B2 (en) Turbomachine part or assembly of parts
JP2003020904A (ja) 軸流タービン翼および軸流タービン段落
JP3397599B2 (ja) 軸流型タービン翼群
CN109154200B (zh) 涡轮发动机的翼型件和叶片，及对应的流动冷却流体的方法
US10801724B2 (en) Method and apparatus for minimizing cross-flow across an engine cooling hole

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AU US

DFPE Request for preliminary examination filed prior to expiration of 19th month from priority date (pct application filed before 20040101)
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2001230607

Country of ref document: AU

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 10203412

Country of ref document: US

WWG Wipo information: grant in national office

Ref document number: 2001230607

Country of ref document: AU