WO2019097757A1 - タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン - Google Patents

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edge
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turbine nozzle
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直 谷口
亮 ▲高▼田
光由 土屋
佑 柴田
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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Definitions

  • the present disclosure relates to a turbine nozzle and an axial flow turbine comprising the turbine nozzle.
  • a conventional turbine nozzle 100 consisting of transonic vanes comprises a plurality of vanes 102 arranged to form a tapered flow passage 101 between one another, as shown in FIG.
  • a throat 105 of the flow passage 101 is formed between the suction surface 103 of each wing 102 and the trailing edge 104 ′ of the other wing 102 ′ located next to the wing 102.
  • the suction surface 103 of each wing 102 has a flat surface 107 which extends flat from the throat location 106 forming the throat 105 to the trailing edge 104.
  • blade element performance is generally greatly influenced by the curvature of the suction surface and the position of the throat.
  • Patent Documents 1 and 2 have profiles in consideration of the influence of the boundary layer. The designed wing is not disclosed.
  • At least one embodiment of the present disclosure provides a turbine nozzle and an axial flow turbine including the turbine nozzle in which the performance degradation due to the influence of the boundary layer developing on the suction surface of the blade is suppressed. To aim.
  • a turbine nozzle comprising a plurality of vanes arranged to form a tapered flow path between each other,
  • the suction side of each said wing includes a curved surface which, in the throat position, forms the throat of said flow path between the wing and the trailing edge of the other wing located next to said wing,
  • the upstream edge of the curved surface is located upstream of the throat position, and the downstream edge of the curved surface is located downstream of the throat position.
  • the suction surface of each blade of the turbine nozzle is provided with a curved surface at the throat position that forms the throat of the tapered flow passage formed between the adjacent blades
  • each said wing includes a flat surface extending flat from the downstream edge of the curved surface to the trailing edge of the wing.
  • L be the dimensionless axial cord length which is the ratio of the length from the leading edge in the axial direction to the axial length from the leading edge to the trailing edge of the wing be L, and the dimensionless axial cord length be 1.0 Assuming that the ratio of the flow passage area of the flow passage at the position where the dimensionless axial cord length is L to the flow passage area of the flow passage at the position of AR (L), It is.
  • the boundary layer Even if formed, in the throat position, the tapered flow path has the smallest flow path area, so that the movement of the throat toward the front edge side is suppressed. As a result, it is possible to suppress the performance deterioration of the turbine nozzle due to the influence of the boundary layer developed on the suction surface of the blade.
  • the back surface turning angle which is the angle between the contact surface of the curved surface and the flat surface at the throat position, is within 10 °.
  • the configuration of the above (1) when the back surface turning angle is within 10 °, the configuration of the above (1) can be established, so that the movement of the throat toward the front edge side is suppressed. As a result, it is possible to suppress the performance deterioration of the turbine nozzle due to the influence of the boundary layer developed on the suction surface of the blade.
  • a trailing edge which is an angle formed by two contact surfaces of the pressure surface and the suction surface in the trailing edge inscribed circle which is the smallest area of the inscribed circles in contact with the pressure surface of the wing and the suction surface
  • the sandwiching angle is 3 ° or more.
  • the configuration of the above (5) when the trailing edge sandwiching angle is 3 ° or more, the negative pressure surface is extended with respect to the pressure surface, so that it becomes easy to form a flat surface, and further, On the other hand, it becomes easy to form a curved surface with a large curvature.
  • the configuration of the above (1) can be realized, the movement of the throat toward the front edge side is suppressed, and further, the generation of the expansion wave due to the curvature of the negative pressure surface is suppressed, and in the transonic range The reduction in blade element performance is reduced. As a result, it is possible to suppress the performance deterioration of the turbine nozzle due to the influence of the boundary layer developed on the suction surface of the blade.
  • the suction surface of each of the wings includes a first concave surface extending concavely from the downstream edge of the curved surface to the trailing edge of the wing.
  • the turbine nozzle When the turbine nozzle is used in a wet area, such as a steam turbine, a liquid film may be formed on the suction surface of the blade. If the liquid film is formed on the flat surface and the portion from the downstream side edge to the trailing edge of the curved surface is not flat, there is a concern that the blade element performance in the transonic region may be degraded.
  • the liquid film is deposited on the first concave surface by providing the first concave surface extending concavely from the downstream edge of the curved surface to the rear edge of the wing. Since the surface of the film forms a flat surface and the generation of expansion waves due to the curvature of the negative pressure surface is suppressed, the reduction in blade element performance in the transonic range is reduced. As a result, it is possible to suppress the performance deterioration of the turbine nozzle due to the influence of the liquid film formed on the suction surface of the blade.
  • each of the wings includes a second concave surface which is concavely curved on the front edge side with respect to the throat position.
  • the liquid film is formed in the second concave surface when the liquid film is formed on the negative pressure surface by providing the second concave surface which is concavely curved on the front edge side with respect to the throat position. As it is deposited, the movement of the throat toward the front edge side is suppressed by the liquid film deposited in the second concave surface. As a result, it is possible to suppress the performance deterioration of the turbine nozzle due to the influence of the liquid film formed on the suction surface of the blade.
  • Each of the wings has a hub side edge and a tip side edge at both end edges in the wing height direction
  • the first boundary position and the hub side end are positions where the first concave surface is separated from the hub side edge by a distance of 20% of the wing height in the direction from the hub side edge to the tip side edge Between the edge and the edge, the depth decreases from the hub side edge toward the first boundary position.
  • the liquid phase may be rolled up on the suction side of the blade by the secondary flow, resulting in additional wet losses.
  • the depth of the first concave surface decreases from the hub side edge toward the first boundary position, so that the liquid phase becomes negative from the first concave surface to the tip side edge Since it is possible to suppress the winding up on the pressure surface and to reduce the secondary flow vortices, it is possible to reduce the moisture loss.
  • Each of the wings has a hub side edge and a tip side edge at both end edges in the wing height direction
  • the first boundary surface is a second boundary position at which the first concave surface is separated by a distance of 50% of the wing height from the hub side edge in a direction from the hub side edge to the tip side edge, and the tip side edge Between the edge and the edge, the depth is increased from the second boundary position toward the tip side edge.
  • Each of the wings has a hub side edge and a tip side edge at both end edges in the wing height direction
  • the first boundary position and the hub side end are positions where the second concave surface is separated from the hub side edge by a distance of 20% of the wing height in the direction from the hub side edge to the tip side edge Between the edge and the edge, the depth decreases from the hub side edge toward the first boundary position.
  • Each of the wings has a hub side edge and a tip side edge at both end edges in the wing height direction,
  • the second boundary position where the second concave surface is a position separated by a distance of 50% of the wing height from the hub side edge in the direction from the hub side edge to the tip side edge and the tip side edge Between the edge and the edge, the depth is increased from the second boundary position toward the tip side edge.
  • a turbine nozzle comprising a plurality of vanes arranged to form a tapered flow path between each other,
  • Each of the wings has a hub side edge and a tip side edge at both end edges in the wing height direction,
  • the suction side of each said wing includes a concave curved concave surface,
  • the concave surface has a first boundary position at a distance of 20% of the wing height from the hub side edge in a direction from the hub side edge to the tip side edge, and the hub side edge and Between the first boundary position and the hub side edge.
  • the liquid phase is rolled up on the suction surface from the concave surface to the tip side edge Can be reduced, and secondary flow vortices can be reduced, so that the loss of moisture can be reduced.
  • a turbine nozzle comprising a plurality of vanes arranged to form a tapered flow path between each other,
  • Each of the wings has a hub side edge and a tip side edge at both end edges in the wing height direction,
  • the suction side of each said wing includes a concave curved concave surface,
  • the concave surface has a second boundary position at a distance of 50% of the wing height from the hub side edge in a direction from the hub side edge to the tip side edge, and the tip side edge and Between the second boundary position and the chip side edge.
  • the suction surface of each blade of the turbine nozzle is provided with a curved surface at a throat position forming a throat of a tapered flow path formed between adjacent blades.
  • FIG. 1 is a schematic view of a turbine nozzle according to a first embodiment of the present invention. It is an enlarged view of the negative pressure surface of the blade
  • FIG. 10 is a cross-sectional view taken along line XX of FIG.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view taken along the line XIII-XIII of FIG. 12; It is a figure for demonstrating the shape of the negative pressure surface of the wing
  • the turbine nozzle 1 provided in axial flow turbines, such as a steam turbine, is shown by FIG.
  • the turbine nozzle 1 comprises a plurality of vanes 2 which are arranged to form a flow path 3 between adjacent vanes 2 '.
  • the flow path 3 has a tapered shape in which the flow area decreases in the downstream direction, and the negative pressure surface 2c of one wing 2 of the adjacent wings 2 and 2 'and the trailing edge 2b' of the other wing 2 '
  • a throat 4 in which the flow passage area is minimized is formed.
  • the position where the throat 4 is formed is referred to as a throat position 5.
  • the suction surface 2 c of the wing 2 has a curved surface 11 convexly curved toward the wing 2 ′ adjacent to the wing 2 and a trailing edge of the wing 2 from the downstream edge 11 b of the curved surface 11. And a flat surface 12 extending flat to 2b.
  • the curved surface 11 forms a throat 4 at the throat position 5 with the trailing edge 2 b ′ of the adjacent wing 2 ′ of the wing 2.
  • the upstream edge 11 a of the curved surface 11 is located upstream of the throat position 5, and the downstream edge 11 b of the curved surface 11 is located downstream of the throat position 5. That is, the curved surface 11 extends both upstream and downstream of the throat position 5.
  • a boundary layer is formed on the negative pressure surface 2c.
  • the curved surface 11 is provided at the throat position 5 forming the throat 4 of the flow passage 3 on the suction surface 2c of the wing 2
  • a boundary layer is formed on the suction surface 2c.
  • the flow passage area at the throat position 5 is minimized. As a result, the movement of the throat 4 to the front edge 2 a side is suppressed, so that the performance deterioration of the turbine nozzle 1 (see FIG. 1) due to the influence of the boundary layer developed on the negative pressure surface 2 c can be suppressed.
  • the flat surface 12 extending flatly from the downstream edge 11b of the curved surface 11 to the rear edge 2b is provided in the wing 2, thereby suppressing the generation of expansion waves resulting from the curvature of the negative pressure surface 2c.
  • the reduction in blade element performance in the transonic range is reduced.
  • the performance deterioration of the turbine nozzle due to the influence of the boundary layer developed on the negative pressure surface 2 c of the blade 2 can be suppressed.
  • the wing 2 preferably has some of the features described below in order to reliably realize a configuration having a curved surface 11 and a flat surface 12 on the suction surface 2c.
  • the dimensionless axial cord length L which is the ratio of the length from the leading edge 2a in the axial direction to the axial length from the leading edge 2a to the trailing edge 2b of the wing 2 is L (0 ⁇ 0 It is assumed that L ⁇ 1.0).
  • the ratio of the flow area of the flow path 3 at the position where the non-dimensional axis code length is L to the flow area of the flow path 3 at the position where the dimensionless axis code length is 1.0 is AR (L) I assume.
  • the wing 2 has the following conditions for the flow area ratio change rate, which is the change ratio of the flow area to the range of the dimensionless axial cord length.
  • FIG. 3 the graph of a change of ratio AR (L) of flow-path area in the rear edge 2b vicinity of the wing
  • the change in the ratio AR (L) of the flow passage area of the turbine nozzle provided with a blade having a smaller change in AR (L) than the blade 2 is also shown.
  • the difference between the two shapes is that the change of the flow passage area near the throat position is larger in the wing 2 than in the control.
  • the change in the channel cross-sectional area along the axial direction near the throat position is small.
  • the portion where the flow passage area is the smallest is easy to move to the front edge side, that is, the throat is easy to move to the front edge side.
  • the portion with the smallest flow passage area is the throat position It is easy to be maintained at 5, that is, the throat has a shape that is difficult to move to the front edge side.
  • the negative pressure surface 2c of the blade 2 contact surfaces S 1 and the rear turning angle theta 1 is an angle between the flat surface 12 of the curved surface 11 at the throat position 5, 5 ° ⁇ theta The angle satisfies 1 ⁇ 10 °.
  • the rear turning angle theta 1 is 0 °. Since the configuration of FIG. 2 can be realized by setting the back surface turning angle to an angle within 10 °, the movement of the throat 4 to the front edge 2 a side is suppressed.
  • edge included angle theta 2 is in the 3 ° or more after the angle formed by the two contact surfaces S 2 and S 3 in contact edge 13 and 14 of the 2d.
  • edge included angle theta 2 is at 3 ° or more, since the shape suction surface 2c overhangs with respect to the pressure surface 2d, easier to form a flat surface 12, further curvature relative to the flat surface 12 It becomes easy to form a large curved surface 11 of As a result, since the configuration of FIG. 2 can be realized, the movement of the throat 4 to the front edge 2a side is suppressed, and further, the generation of expansion waves due to the curvature of the negative pressure surface 2c is suppressed. The reduction in blade element performance in the transonic range is reduced.
  • the suction surface 2 c of each blade 2 of the turbine nozzle 1 is provided with the curved surface 11 at the throat position 5 that forms the throat 4 of the tapered flow path 3 formed between the adjacent blades 2 ′. Because the flow path area at the throat position 5 is minimized in the tapered flow path 3 even when the boundary layer is formed on the suction surface 2c, the movement of the throat 4 to the front edge 2a side is suppressed. Be done. As a result, the performance deterioration of the turbine nozzle 1 due to the influence of the boundary layer developed on the negative pressure surface 2 c of the blade 2 can be suppressed.
  • the turbine nozzle according to the second embodiment is different from the first embodiment in that the flat surface 12 is changed to a concave first curved surface.
  • the same components as those of the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and the detailed description thereof is omitted.
  • the suction surface 2 c of the wing 2 includes a concave surface 20 (first concave surface) that extends in a concave manner from the downstream edge 11 b of the curved surface 11 to the trailing edge 2 b of the two wings.
  • the other configuration is the same as that of the first embodiment.
  • a liquid film may be formed on the negative pressure surface 2 c of the blade 2.
  • the liquid film 21 is deposited on the concave surface 20 because the concave surface 20 is provided so as to be concavely curved and extended from the downstream edge 11 b of the curved surface 11 to the rear edge 2 b of the wing 2.
  • the surface 22 of the liquid film 21 in the concave surface 20 forms a flat surface.
  • the formation of a flat surface by the surface 22 of the liquid film 21 suppresses the generation of expansion waves resulting from the curvature of the negative pressure surface 2c, so that the reduction in blade element performance in the transonic range is reduced.
  • performance degradation of the turbine nozzle 1 due to the influence of the liquid film formed on the negative pressure surface 2 c of the blade 2 can be suppressed.
  • Embodiment 3 Next, a turbine nozzle according to Embodiment 3 will be described.
  • the turbine nozzle which concerns on Embodiment 3 forms the 2nd concave surface curved concavely to the front edge 2a side rather than the upstream edge 11a of the curved surface 11 with respect to each of Embodiment 1 and 2.
  • FIG. 3 The following description will be made based on the embodiment in which the second concave surface is formed in the first embodiment, but the embodiment in which the second concave surface is formed in the second embodiment, that is, the embodiment having both the first concave surface and the second concave surface. It may be In the third embodiment, the same components as those of the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and the detailed description thereof is omitted.
  • the negative pressure surface 2 c of the wing 2 includes a concave surface 30 (second concave surface) which is concavely curved on the front edge 2 a side with respect to the upstream edge 11 a of the curved surface 11.
  • the other configuration is the same as that of the first embodiment.
  • the suction surface 2 c is provided with the concave surface 30 on the front edge 2 a side of the upstream edge 11 a of the curved surface 11, that is, on the front edge 2 a side of the throat position 5.
  • the liquid film 21 is deposited in the concave surface 30.
  • the surface 22 of the liquid film 21 does not protrude toward the adjacent wing 2 ′ more than the curved surface 11, so the flow path of the flow path 3 at the throat position 5 The area remains minimal. Thereby, the movement of the throat 4 to the front edge 2 a side is suppressed.
  • performance degradation of the turbine nozzle 1 due to the influence of the liquid film formed on the negative pressure surface 2 c of the blade 2 can be suppressed.
  • the negative pressure surface 2c of the wing 2 also includes the same curved surface 11 as the first embodiment. Therefore, even in the second and third embodiments, to the front edge 2a side of the throat 4 due to the formation of the liquid film. The effect of suppressing the movement of the
  • Embodiment 4 Next, a turbine nozzle according to Embodiment 4 will be described.
  • the turbine nozzle according to the fourth embodiment is different from the second embodiment in the configuration of the first concave surface.
  • the same components as those of the second embodiment are designated by the same reference numerals, and the detailed description thereof is omitted.
  • the wing 2 is provided with a hub side edge 2 e and a tip side edge 2 f at both end edges in the wing height direction.
  • the suction surface 2c of the wing 2 is separated from the hub side edge 2e by 20% of the wing height in the direction from the hub side edge 2e toward the tip side edge 2f by a first boundary position 40 and
  • a concave surface 20 is formed between the hub side edge 2e.
  • the concave surface 20 is configured to decrease in depth from the hub side edge 2 e toward the first boundary position 40.
  • the other configuration is the same as that of the second embodiment.
  • the liquid film 21 may be formed on the suction surface 2c, and the liquid film 21 is wound up on the suction surface 2c of the blade 2 by the secondary flow, Moisture loss may occur.
  • the depth of the concave surface 20 decreases from the hub side edge 2e toward the first boundary position 40, whereby the liquid film from the concave surface 20 toward the tip side edge 2f (see FIG. 9) Since it can suppress that 21 is rolled up on suction side 2c, and a secondary flow eddy can be made small, moisture loss can be reduced.
  • Embodiment 5 Next, a turbine nozzle according to the fifth embodiment will be described.
  • the turbine nozzle according to the fifth embodiment is different from the third embodiment in the configuration of the second concave surface.
  • the same components as those of the third embodiment are denoted by the same reference numerals, and the detailed description thereof will be omitted.
  • the wing 2 is provided with a hub side edge 2e and a tip side edge 2f at both ends in the wing height direction.
  • the suction surface 2c of the wing 2 is separated from the hub side edge 2e by 20% of the wing height in the direction from the hub side edge 2e toward the tip side edge 2f by a first boundary position 40 and
  • a concave surface 30 is formed between the hub side edge 2e. Similar to the concave surface 20 of the fourth embodiment, the concave surface 30 is configured to decrease in depth from the hub side edge 2 e to the first boundary position 40.
  • the other configuration is the same as that of the third embodiment.
  • the depth of the concave surface 30 decreases from the hub side edge 2e toward the first boundary position 40, so that the liquid film from the concave surface 30 toward the tip side edge 2f (see FIG. 9) Since it can suppress that 21 (refer FIG. 8) is wound up on the suction surface 2c and a secondary flow eddy can be made small, a wet loss can be reduced.
  • Embodiment 6 Next, a turbine nozzle according to a sixth embodiment will be described.
  • the turbine nozzle according to the sixth embodiment is different from the second embodiment in the configuration of the first concave surface.
  • the same components as those of the second embodiment are denoted by the same reference numerals, and the detailed description thereof will be omitted.
  • the wing 2 is provided with a hub side edge 2e and a tip side edge 2f at both end edges in the wing height direction.
  • the suction surface 2c of the wing 2 is separated from the hub side edge 2e by 50% of the wing height in the direction from the hub side edge 2e to the tip side edge 2f by a second boundary position 50 and
  • a concave surface 20 is formed between the chip side edge 2f.
  • the concave surface 20 is configured to increase in depth from the second boundary position 50 toward the chip side edge 2 f.
  • the other configuration is the same as that of the second embodiment.
  • the liquid film 21 may be formed on the suction surface 2c.
  • the liquid film 21 tends to drop out of the wing 2 as droplets.
  • the spilled droplets can cause drain attack erosion in the steam turbine.
  • the depth of the concave surface 20 increases from the second boundary position 50 toward the chip side edge 2 f.
  • the film 21 flows in the direction of the tip side edge 2 f and easily flows out of the wing 2 as a droplet.
  • the turbine nozzle according to the seventh embodiment is different from the third embodiment in the configuration of the second concave surface.
  • the same components as those of the third embodiment are designated by the same reference numerals and their detailed description will be omitted.
  • the wing 2 is provided with a hub side edge 2 e and a tip side edge 2 f at both end edges in the wing height direction.
  • the suction surface 2c of the wing 2 is separated from the hub side edge 2e by 50% of the wing height in the direction from the hub side edge 2e to the tip side edge 2f by a second boundary position 50 and
  • a concave surface 30 is formed between the chip side edge 2f.
  • the concave surface 30 is configured to increase in depth from the second boundary position 50 toward the chip side edge 2 f.
  • the other configuration is the same as that of the third embodiment.
  • the depth of the concave surface 30 increases from the second boundary position 50 toward the tip side edge 2f.
  • the film 21 flows in the direction of the tip side edge 2 f and easily flows out of the wing 2 as a droplet.
  • the fourth and sixth embodiments have a form in which only the concave surface 20 is formed on the negative pressure surface 2c
  • the fifth and seventh embodiments have a form in which only the concave surface 30 is formed on the negative pressure surface 2c. is not.
  • Both the concave surface 20 of Embodiments 4 and 6 and the concave surface 30 of Embodiments 5 and 7 may be formed on the suction surface 2c.
  • the fourth to seventh embodiments each have the configuration of the first embodiment, that is, the form in which the curved surface 11 is included in the suction surface 2c, but the present invention is not limited to this form. At least one of the concave surface 20 of the fourth and sixth embodiments and the concave surface 30 of the fifth and seventh embodiments may be formed on the negative pressure surface 2c not including the curved surface 11 of the first embodiment.

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Abstract

先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルにおいて、各々の翼の負圧面は、スロート位置において、翼の隣りに位置する他の翼の後縁との間に流路のスロートを形成する曲面を含み、曲面の上流側縁部はスロート位置の上流側に位置し、曲面の下流側縁部はスロート位置の下流側に位置する。

Description

タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン
　本開示は、タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービンに関する。
　遷音速翼からなる従来のタービンノズル１００は、図１５に示されるように、先細状の流路１０１を互いの間に形成するように配列された複数の翼１０２を備えている。各翼１０２の負圧面１０３と、翼１０２の隣に位置する他の翼１０２’の後縁１０４’との間には、流路１０１のスロート１０５が形成されている。各翼１０２の負圧面１０３は、スロート１０５を形成するスロート位置１０６から後縁１０４まで平坦に延びる平坦面１０７を有している。特許文献１及び２等に記載されるように、翼素性能は一般的に、負圧面の曲率やスロート位置に大きく影響される。
特開昭６１－２３２３０１号公報 特開２０１６－１６６６１４号公報
　しかしながら、負圧面で発達する境界層の影響によりスロートが前縁側に移動して翼素性能が低下することが懸念されるものの、特許文献１及び２には、境界層の影響を考慮してプロファイル設計された翼は開示されていない。
　上述の事情に鑑みて、本開示の少なくとも１つの実施形態は、翼の負圧面で発達する境界層の影響による性能低下を抑制したタービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービンを提供することを目的とする。
（１）本開示の少なくとも１つの実施形態に係るタービンノズルは、
　先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルであって、
　各々の前記翼の負圧面は、スロート位置において、該翼の隣りに位置する他の翼の後縁との間に前記流路のスロートを形成する曲面を含み、
　前記曲面の上流側縁部は前記スロート位置の上流側に位置し、前記曲面の下流側縁部は前記スロート位置の下流側に位置する。
　上記（１）の構成によると、タービンノズルの各翼の負圧面には、隣り合う翼との間に形成される先細状の流路のスロートを形成するスロート位置に曲面が設けられていることにより、負圧面に境界層が形成されても、先細状の流路においてスロート位置における流路面積が最小になるので、スロートの前縁側への移動が抑制される。この結果、翼の負圧面で発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（２）いくつかの実施形態では、上記（１）の構成において、
　各々の前記翼の負圧面は、前記曲面の前記下流側縁部から前記翼の後縁まで平坦に延びる平坦面を含む。
　上記（２）の構成によると、曲面の下流側縁部から翼の後縁まで平坦に延びる平坦面を設けることにより、負圧面の曲率に起因する膨張波の発生が抑制されるので、遷音速域における翼素性能の低下が低減される。この結果、翼の負圧面で発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（３）いくつかの実施形態では、上記（２）の構成において、
　前記翼の前縁から後縁までの軸方向の長さに対する前記軸方向における前記前縁からの長さの比である無次元軸コード長をＬとし、前記無次元軸コード長が１．０である位置での前記流路の流路面積に対する前記無次元軸コード長がＬである位置での前記流路の流路面積の比をＡＲ（Ｌ）とすると、
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
 である。
　上記（３）の構成によると、無次元軸コード長が０．９８～１．０の間における流路面積比変化率の絶対値が０．５以上であることにより、負圧面に境界層が形成されても、スロート位置において、先細状の流路が最小の流路面積を有するようになるので、スロートの前縁側への移動が抑制される。この結果、翼の負圧面で発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（４）いくつかの実施形態では、上記（２）または（３）の構成において、
　前記スロート位置における前記曲面の接面と前記平坦面とのなす角度である背面転向角が１０°以内である。
　上記（４）の構成によると、背面転向角が１０°以内であることにより、上記（１）の構成が成立し得るようになるので、スロートの前縁側への移動が抑制される。この結果、翼の負圧面で発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（５）いくつかの実施形態では、上記（２）～（４）のいずれかの構成において、
　前記翼の圧力面と前記負圧面とに接する内接円のうち最小面積となる後縁内接円において前記圧力面及び前記負圧面との接縁における２つの接面がなす角度である後縁挟み角が３°以上である。
　上記（５）の構成によると、後縁挟み角が３°以上であることにより、圧力面に対して負圧面が張り出した形状になるので、平坦面を形成しやすくなり、さらに、平坦面に対して曲率の大きな曲面を形成しやすくなる。その結果、上記（１）の構成が成立し得るようになるので、スロートの前縁側への移動が抑制され、さらに、負圧面の曲率に起因する膨張波の発生が抑制されて遷音速域における翼素性能の低下が低減される。この結果、翼の負圧面で発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（６）いくつかの実施形態では、上記（１）の構成において、
　各々の前記翼の負圧面は、前記曲面の前記下流側縁部から前記翼の後縁まで凹状に湾曲して延びる第１凹面を含む。
　蒸気タービンのようにタービンノズルが湿り域で使用される場合、翼の負圧面に液膜が形成される場合がある。平坦面に液膜が形成されることで、曲面の下流側縁部から後縁までが平坦ではなくなると、遷音速域における翼素性能の低下が懸念される。上記（６）の構成によると、曲面の下流側縁部から前記翼の後縁まで凹状に湾曲して延びる第１凹面が設けられていることにより、液膜が第１凹面に堆積されて液膜の表面が平坦面を形成し、負圧面の曲率に起因する膨張波の発生が抑制されるので、遷音速域における翼素性能の低下が低減される。この結果、翼の負圧面に形成される液膜の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（７）いくつかの実施形態では、上記（１）～（６）のいずれかの構成において、
　各々の前記翼の負圧面は、前記スロート位置よりも前記前縁側で凹状に湾曲した第２凹面を含む。
　上記（７）の構成によると、スロート位置よりも前縁側で凹状に湾曲した第２凹面が設けられていることにより、負圧面に液膜が形成されると、第２凹面内に液膜が堆積するので、第２凹面内に堆積した液膜によってスロートの前縁側への移動が抑制される。この結果、翼の負圧面に形成される液膜の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
（８）いくつかの実施形態では、上記（６）の構成において、
　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
　前記第１凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置と前記ハブ側端縁との間で、前記ハブ側端縁から前記第１境界位置に向かって深さが減少するように構成されている。
　蒸気タービンにおいて、液相が二次流れによって翼の負圧面に巻き上げられて、付加的な湿り損失が発生する場合がある。上記（８）の構成によると、第１凹面の深さがハブ側端縁から第１境界位置に向かって減少していることにより、第１凹面からチップ側端縁に向かって液相が負圧面上に巻き上げられることを抑制することができ、二次流れ渦を小さくすることができるので、湿り損失を低減することができる。
（９）いくつかの実施形態では、上記（６）の構成において、
　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
　前記第１凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置と前記チップ側端縁との間で、前記第２境界位置から前記チップ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている。
　上記（９）の構成によると、第１凹面の深さが第２境界位置からチップ側端縁に向かって増加しているので、負圧面に形成された液膜が第１凹面に流入すると、液膜はチップ側端縁の方向に流れて液滴として翼から流出しやすくなる。これにより、車室壁面に設けられたドレンキャッチャーに液滴が捕捉されやすくなるので、液滴によるドレンアタックエロージョンを低減することができる。
（１０）いくつかの実施形態では、上記（７）の構成において、
　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
　前記第２凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置と前記ハブ側端縁との間で、前記ハブ側端縁から前記第１境界位置に向かって深さが減少するように構成されている。
　上記（１０）の構成によると、第２凹面の深さがハブ側端縁から第１境界位置に向かって減少していることにより、第２凹面からチップ側端縁に向かって液相が負圧面上に巻き上げられることを抑制することができ、二次流れ渦を小さくすることができるので、湿り損失を低減することができる。
（１１）いくつかの実施形態では、上記（７）の構成において、
　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
　前記第２凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置と前記チップ側端縁との間で、前記第２境界位置から前記チップ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている。
　上記（１１）の構成によると、第２凹面の深さが第２境界位置からチップ側端縁に向かって増加しているので、負圧面に形成された液膜が第２凹面に流入すると、液膜はチップ側端縁の方向に流れて液滴として翼から流出しやすくなる。これにより、車室壁面に設けられたドレンキャッチャーに液滴が捕捉されやすくなるので、液滴によるドレンアタックエロージョンを低減することができる。
（１２）本開示の少なくとも１つの実施形態に係るタービンノズルは、
　先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルであって、
　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
　各々の前記翼の負圧面は、凹状に湾曲した凹面を含み、
　前記凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置と前記ハブ側端縁との間で、前記第１境界位置から前記ハブ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている。
　上記（１２）の構成によると、凹面の深さがハブ側端縁から第１境界位置に向かって減少していることにより、凹面からチップ側端縁に向かって液相が負圧面上に巻き上げられることを抑制することができ、二次流れ渦を小さくすることができるので、湿り損失を低減することができる。
（１３）本開示の少なくとも１つの実施形態に係るタービンノズルは、
　先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルであって、
　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
　各々の前記翼の負圧面は、凹状に湾曲した凹面を含み、
　前記凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置と前記チップ側端縁との間で、前記第２境界位置から前記チップ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている。
　上記（１３）の構成によると、凹面の深さが第２境界位置からチップ側端縁に向かって増加しているので、負圧面に形成された液膜が凹面に流入すると、液膜はチップ側端縁の方向に流れて液滴として翼から流出しやすくなる。これにより、車室壁面に設けられたドレンキャッチャーに液滴が捕捉されやすくなるので、液滴によるドレンアタックエロージョンを低減することができる。
（１４）本開示の少なくとも１つの実施形態に係る軸流タービンは、
　上記（１）～（１３）のいずれかのタービンノズルを備える。
　上記（１４）の構成によると、スロートの前縁側への移動を抑制して、翼の負圧面で発達する境界層の影響による性能低下を抑制することができる。
　本開示の少なくとも１つの実施形態によれば、タービンノズルの各翼の負圧面には、隣り合う翼との間に形成される先細状の流路のスロートを形成するスロート位置に曲面が設けられていることにより、負圧面に境界層が形成されても、先細状の流路においてスロート位置における流路面積が最小になるので、スロートの前縁側への移動が抑制される。この結果、翼の負圧面で発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
本発明の実施形態１に係るタービンノズルの構成模式図である。 本発明の実施形態１に係るタービンノズルの翼の負圧面の拡大図である。 本発明の実施形態１に係るタービンノズルの翼の負圧面における無次元軸コード長と流路面積の比との関係を示すグラフである。 流路面積比変化率の違う翼での作用効果の違いを説明するための模式図である。 本発明の実施形態１に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 本発明の実施形態１に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 本発明の実施形態２に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 本発明の実施形態３に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 本発明の実施形態４に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 図９のＸ－Ｘ線に沿った断面図である。 本発明の実施形態５に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 本発明の実施形態６に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 図１２のＸＩＩＩ－ＸＩＩＩ線に沿った断面図である。 本発明の実施形態７に係るタービンノズルの翼の負圧面の形状を説明するための図である。 従来のタービンノズルの構成模式図である。
　以下、添付図面を参照して本発明のいくつかの実施形態について説明する。ただし、本発明の範囲は以下の実施形態に限定されるものではない。以下の実施形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは、本発明の範囲をそれにのみ限定する趣旨ではなく、単なる説明例に過ぎない。
（実施形態１）
　図１に、蒸気タービン等の軸流タービンに設けられるタービンノズル１が示されている。タービンノズル１は複数の翼２を備え、複数の翼２は、隣り合う翼２’との間に流路３を形成するように配列されている。流路３は、下流に向かって流路面積が減少する先細り形状を有し、隣り合う翼２，２’の一方の翼２の負圧面２ｃと他方の翼２’の後縁２ｂ’とによって、流路面積が最小となるスロート４が流路３の下流端に形成されている。スロート４が形成される位置をスロート位置５という。
　図２に示されるように、翼２の負圧面２ｃは、翼２の隣の翼２’に向かって凸状に湾曲する曲面１１と、曲面１１の下流側縁部１１ｂから翼２の後縁２ｂまで平坦に延びる平坦面１２とを含んでいる。曲面１１は、スロート位置５において、翼２の隣りの翼２’の後縁２ｂ’との間にスロート４を形成している。曲面１１の上流側縁部１１ａはスロート位置５の上流側に位置し、曲面１１の下流側縁部１１ｂはスロート位置５の下流側に位置している。すなわち、曲面１１は、スロート位置５よりも上流側及び下流側の両方に延びている。
　流路３内を流体が流通すると、負圧面２ｃに境界層が形成される。これに対し、実施形態１において、翼２の負圧面２ｃには、流路３のスロート４を形成するスロート位置５に曲面１１が設けられているので、負圧面２ｃに境界層が形成されても、流路３においてスロート位置５における流路面積が最小になる。これにより、スロート４の前縁２ａ側への移動が抑制されるので、負圧面２ｃで発達する境界層の影響によるタービンノズル１（図１参照）の性能低下を抑制することができる。
　また、翼２には、曲面１１の下流側縁部１１ｂから後縁２ｂまで平坦に延びる平坦面１２が設けられていることにより、負圧面２ｃの曲率に起因する膨張波の発生が抑制されるので、遷音速域における翼素性能の低下が低減される。この結果、翼２の負圧面２ｃで発達する境界層の影響によるタービンノズルの性能低下を抑制することができる。
　翼２は、負圧面２ｃに曲面１１と平坦面１２とを有する構成を確実に実現するために、以下に説明する特徴のいくつかを有していることが好ましい。
　図１に示されるように、翼２の前縁２ａから後縁２ｂまでの軸方向の長さに対する軸方向における前縁２ａからの長さの比である無次元軸コード長をＬ（０≦Ｌ≦１．０）とする。また、無次元軸コード長が１．０である位置での流路３の流路面積に対する無次元軸コード長がＬである位置での流路３の流路面積の比をＡＲ（Ｌ）とする。翼２は、無次元軸コード長のある範囲に対する流路面積の比の変化率である流路面積比変化率について、次のような条件を有している。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
　図３には、実施形態１の翼２の後縁２ｂ付近における流路面積の比ＡＲ（Ｌ）の変化のグラフを示している。対照として、翼２よりもＡＲ（Ｌ）の変化が小さい翼を備えたタービンノズルの流路面積の比ＡＲ（Ｌ）の変化も示している。両者の形状の違いは、スロート位置近傍の流路面積の変化が対照よりも翼２の方が大きいことである。
　図４に示されるように、流路面積比変化率が０．５未満の対照の翼では、スロート位置近傍での軸方向に沿った流路断面積の変化が小さいので、翼の負圧面に境界層が形成されると、流路面積が最小な部分が前縁側に移動しやすい、すなわちスロートが前縁側に移動しやすい形状となっている。これに対し、翼２では、スロート位置５近傍での軸方向に沿った流路断面積の変化が大きいので、負圧面に境界層が形成されても、流路面積が最小な部分はスロート位置５に維持されやすい、すなわちスロートが前縁側に移動しにくい形状となっている。翼２は、このような特徴を有することにより、負圧面２ｃに境界層が形成されてもスロートの前縁２ａ側への移動が抑制される。
　また、図５に示されるように、翼２の負圧面２ｃにおいて、スロート位置５における曲面１１の接面Ｓ１と平坦面１２とのなす角度である背面転向角θ１が、５°≦θ１≦１０°を満たす角度となっている。尚、スロート位置５から後縁２ｂまで平坦面が設けられている従来の翼（図１５参照）では、この背面転向角θ１は０°である。背面転向角が１０°以内の角度であることにより、図２の構成が成立し得るようになるので、スロート４の前縁２ａ側への移動が抑制される。
　さらに、図６に示されるように、翼２において、翼２の負圧面２ｃと圧力面２ｄとに接する内接円のうち最小面積となる後縁内接円Ｃ１において負圧面２ｃ及び圧力面２ｄとの接縁１３及び１４における２つの接面Ｓ２及びＳ３がなす角度である後縁挟み角θ２が３°以上となっている。後縁挟み角θ２が３°以上であることにより、圧力面２ｄに対して負圧面２ｃが張り出した形状になるので、平坦面１２を形成しやすくなり、さらに、平坦面１２に対して曲率の大きな曲面１１を形成しやすくなる。その結果、図２の構成が成立し得るようになることにより、スロート４の前縁２ａ側への移動が抑制され、さらに、負圧面２ｃの曲率に起因する膨張波の発生が抑制されるので、遷音速域における翼素性能の低下が低減される。
　このように、タービンノズル１の各翼２の負圧面２ｃには、隣り合う翼２’との間に形成される先細状の流路３のスロート４を形成するスロート位置５に曲面１１が設けられていることにより、負圧面２ｃに境界層が形成されても、先細状の流路３においてスロート位置５における流路面積が最小になるので、スロート４の前縁２ａ側への移動が抑制される。この結果、翼２の負圧面２ｃで発達する境界層の影響によるタービンノズル１の性能低下を抑制することができる。
（実施形態２）
　次に、実施形態２に係るタービンノズルについて説明する。実施形態２に係るタービンノズルは、実施形態１に対して、平坦面１２を凹状に湾曲した第１凹面に変更したものである。尚、実施形態２において、実施形態１の構成要件と同じものは同じ参照符号を付し、その詳細な説明は省略する。
　図７に示されるように、翼２の負圧面２ｃは、曲面１１の下流側縁部１１ｂから２翼の後縁２ｂまで凹状に湾曲して延びる凹面２０（第１凹面）を含んでいる。その他の構成は実施形態１と同じである。
　蒸気タービンのようにタービンノズル１（図１参照）が湿り域で使用される場合、翼２の負圧面２ｃに液膜が形成される場合がある。実施形態２では、曲面１１の下流側縁部１１ｂから翼２の後縁２ｂまで凹状に湾曲して延びる凹面２０が設けられているので、液膜２１が凹面２０に堆積される。そうすると、凹面２０内の液膜２１の表面２２が平坦面を形成するようになる。液膜２１の表面２２による平坦面の形成により、負圧面２ｃの曲率に起因する膨張波の発生が抑制されるので、遷音速域における翼素性能の低下が低減される。この結果、翼２の負圧面２ｃに形成される液膜の影響によるタービンノズル１の性能低下を抑制することができる。
（実施形態３）
　次に、実施形態３に係るタービンノズルについて説明する。実施形態３に係るタービンノズルは、実施形態１及び２のそれぞれに対して、曲面１１の上流側縁部１１ａよりも前縁２ａ側に凹状に湾曲した第２凹面を形成したものである。以下では、実施形態１に対して第２凹面を形成した形態に基づいて説明するが、実施形態２に対して第２凹面を形成した形態、すなわち第１凹面及び第２凹面の両方を有する形態であってもよい。尚、実施形態３において、実施形態１の構成要件と同じものは同じ参照符号を付し、その詳細な説明は省略する。
　図８に示されるように、翼２の負圧面２ｃは、曲面１１の上流側縁部１１ａよりも前縁２ａ側で凹状に湾曲した凹面３０（第２凹面）を含んでいる。その他の構成は実施形態１と同じである。
　実施形態３では、負圧面２ｃに、曲面１１の上流側縁部１１ａよりも前縁２ａ側、すなわちスロート位置５よりも前縁２ａ側で凹面３０が設けられていることにより、負圧面２ｃに液膜が形成されると、凹面３０内に液膜２１が堆積される。凹面３０が液膜２１を収容している限りは、液膜２１の表面２２が曲面１１よりも隣の翼２’に向かって突出することはないので、スロート位置５における流路３の流路面積が最小のままになる。これにより、スロート４の前縁２ａ側への移動が抑制される。この結果、翼２の負圧面２ｃに形成される液膜の影響によるタービンノズル１の性能低下を抑制することができる。
　実施形態２及び３において、翼２の負圧面２ｃにも、実施形態１と同じ曲面１１が含まれているので、実施形態２及び３でも、液膜の形成によるスロート４の前縁２ａ側への移動を抑制する効果を得ることができる。
（実施形態４）
　次に、実施形態４に係るタービンノズルについて説明する。実施形態４に係るタービンノズルは、実施形態２に対して、第１凹面の構成を変更したものである。尚、実施形態４において、実施形態２の構成要件と同じものは同じ参照符号を付し、その詳細な説明は省略する。
　図９に示されるように、翼２は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁２ｅ及びチップ側端縁２ｆを備えている。翼２の負圧面２ｃには、ハブ側端縁２ｅからチップ側端縁２ｆに向かう方向においてハブ側端縁２ｅから翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置４０とハブ側端縁２ｅとの間に凹面２０が形成されている。図１０に示されるように、凹面２０は、ハブ側端縁２ｅから第１境界位置４０に向かって深さが減少するように構成されている。その他の構成は実施形態２と同じである。
　蒸気タービンでは、実施形態２で説明したように、負圧面２ｃに液膜２１が形成される場合があり、液膜２１が二次流れによって翼２の負圧面２ｃに巻き上げられて、付加的な湿り損失が発生する場合がある。実施形態４では、凹面２０の深さがハブ側端縁２ｅから第１境界位置４０に向かって減少していることにより、凹面２０からチップ側端縁２ｆ（図９参照）に向かって液膜２１が負圧面２ｃ上に巻き上げられることを抑制することができ、二次流れ渦を小さくすることができるので、湿り損失を低減することができる。
（実施形態５）
　次に、実施形態５に係るタービンノズルについて説明する。実施形態５に係るタービンノズルは、実施形態３に対して、第２凹面の構成を変更したものである。尚、実施形態５において、実施形態３の構成要件と同じものは同じ参照符号を付し、その詳細な説明は省略する。
　図１１に示されるように、翼２は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁２ｅ及びチップ側端縁２ｆを備えている。翼２の負圧面２ｃには、ハブ側端縁２ｅからチップ側端縁２ｆに向かう方向においてハブ側端縁２ｅから翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置４０とハブ側端縁２ｅとの間に凹面３０が形成されている。凹面３０は、実施形態４の凹面２０と同様に、ハブ側端縁２ｅから第１境界位置４０に向かって深さが減少するように構成されている。その他の構成は実施形態３と同じである。
　実施形態５でも、凹面３０の深さがハブ側端縁２ｅから第１境界位置４０に向かって減少していることにより、凹面３０からチップ側端縁２ｆ（図９参照）に向かって液膜２１（図８参照）が負圧面２ｃ上に巻き上げられることを抑制することができ、二次流れ渦を小さくすることができるので、湿り損失を低減することができる。
（実施形態６）
　次に、実施形態６に係るタービンノズルについて説明する。実施形態６に係るタービンノズルは、実施形態２に対して、第１凹面の構成を変更したものである。尚、実施形態６において、実施形態２の構成要件と同じものは同じ参照符号を付し、その詳細な説明は省略する。
　図１２に示されるように、翼２は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁２ｅ及びチップ側端縁２ｆを備えている。翼２の負圧面２ｃには、ハブ側端縁２ｅからチップ側端縁２ｆに向かう方向においてハブ側端縁２ｅから翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置５０とチップ側端縁２ｆとの間に凹面２０が形成されている。図１３に示されるように、凹面２０は、第２境界位置５０からチップ側端縁２ｆに向かって深さが増加するように構成されている。その他の構成は実施形態２と同じである。
　蒸気タービンでは、実施形態２で説明したように、負圧面２ｃに液膜２１が形成される場合がある。蒸気タービンの動作中に、液膜２１は、液滴となって翼２から流出しやすくなる。流出した液滴は、蒸気タービン内でドレンアタックエロージョンを引き起こす要因となり得る。実施形態６では、凹面２０の深さが第２境界位置５０からチップ側端縁２ｆに向かって増加していることにより、負圧面２ｃに形成された液膜２１が凹面２０に流入すると、液膜２１はチップ側端縁２ｆの方向に流れて液滴として翼２から流出しやすくなる。車室壁面にドレンキャッチャーを設けることにより、液滴がドレンキャッチャーによって捕捉されるようになるので、液滴によるドレンアタックエロージョンを低減することができる。
（実施形態７）
　次に、実施形態７に係るタービンノズルについて説明する。実施形態７に係るタービンノズルは、実施形態３に対して、第２凹面の構成を変更したものである。尚、実施形態７において、実施形態３の構成要件と同じものは同じ参照符号を付し、その詳細な説明は省略する。
　図１４に示されるように、翼２は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁２ｅ及びチップ側端縁２ｆを備えている。翼２の負圧面２ｃには、ハブ側端縁２ｅからチップ側端縁２ｆに向かう方向においてハブ側端縁２ｅから翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置５０とチップ側端縁２ｆとの間に凹面３０が形成されている。凹面３０は、実施形態６の凹面２０と同様に、第２境界位置５０からチップ側端縁２ｆに向かって深さが増加するように構成されている。その他の構成は実施形態３と同じである。
　実施形態７でも、凹面３０の深さが第２境界位置５０からチップ側端縁２ｆに向かって増加していることにより、負圧面２ｃに形成された液膜２１が凹面３０に流入すると、液膜２１はチップ側端縁２ｆの方向に流れて液滴として翼２から流出しやすくなる。車室壁面にドレンキャッチャーを設けることにより、液滴がドレンキャッチャーによって捕捉されるようになるので、液滴によるドレンアタックエロージョンを低減することができる。
　実施形態４及び６は凹面２０のみが負圧面２ｃに形成された形態であり、実施形態５及び７は凹面３０のみが負圧面２ｃに形成された形態であるが、これらの形態に限定するものではない。実施形態４及び６の凹面２０と、実施形態５及び７の凹面３０との両方が負圧面２ｃに形成されてもよい。
　実施形態４～７はそれぞれ、実施形態１の構成、すなわち曲面１１を負圧面２ｃに含んだ形態であるが、この形態に限定するものではない。実施形態１の曲面１１を含まない負圧面２ｃに、実施形態４及び６の凹面２０と、実施形態５及び７の凹面３０との少なくとも一方が形成された構成であってもよい。
１　タービンノズル
２　翼
２ａ　（翼の）前縁
２ｂ　（翼の）後縁
２ｃ　（翼の）負圧面
２ｄ　（翼の）圧力面
２ｅ　（翼の）ハブ側端縁
２ｆ　（翼の）チップ側端縁
３　流路
４　スロート
５　スロート位置
１１　曲面
１１ａ　（曲面の）上流側縁部
１１ｂ　（曲面の）下流側縁部
１２　平坦面
１３　接縁
１４　接縁
２０　凹面（第１凹面）
２１　液膜
２２　（液膜の）表面
３０　凹面（第２凹面）
４０　第１境界位置
５０　第２境界位置
Ｃ１　後縁内接円
Ｌ　無次元軸コード長
Ｓ１　接面
Ｓ２　接面
Ｓ３　接面
θ１　背面転向角
θ２　後縁挟み角

Claims (14)

  1. 　先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルであって、
    　各々の前記翼の負圧面は、スロート位置において、該翼の隣りに位置する他の翼の後縁との間に前記流路のスロートを形成する曲面を含み、
    　前記曲面の上流側縁部は前記スロート位置の上流側に位置し、前記曲面の下流側縁部は前記スロート位置の下流側に位置するタービンノズル。
  2. 　各々の前記翼の負圧面は、前記曲面の前記下流側縁部から前記翼の後縁まで平坦に延びる平坦面を含む、請求項１に記載のタービンノズル。
  3. 　前記翼の前縁から後縁までの軸方向の長さに対する前記軸方向における前記前縁からの長さの比である無次元軸コード長をＬとし、前記無次元軸コード長が１．０である位置での前記流路の流路面積に対する前記無次元軸コード長がＬである位置での前記流路の流路面積の比をＡＲ（Ｌ）とすると、
    Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
     である、請求項２に記載のタービンノズル。
  4. 　前記スロート位置における前記曲面の接面と前記平坦面とのなす角度である背面転向角が１０°以内である、請求項２または３に記載のタービンノズル。
  5. 　前記翼の圧力面と前記負圧面とに接する内接円のうち最小面積となる後縁内接円において前記圧力面及び前記負圧面との接縁における２つの接面がなす角度である後縁挟み角が３°以上である、請求項２～４のいずれか一項に記載のタービンノズル。
  6. 　各々の前記翼の負圧面は、前記曲面の前記下流側縁部から前記翼の後縁まで凹状に湾曲して延びる第１凹面を含む、請求項１に記載のタービンノズル。
  7. 　各々の前記翼の負圧面は、前記スロート位置よりも前記前縁側で凹状に湾曲した第２凹面を含む、請求項１～６のいずれか一項に記載のタービンノズル。
  8. 　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
    　前記第１凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置と前記ハブ側端縁との間で、前記ハブ側端縁から前記第１境界位置に向かって深さが減少するように構成されている、請求項６に記載のタービンノズル。
  9. 　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
    　前記第１凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置と前記チップ側端縁との間で、前記第２境界位置から前記チップ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている、請求項６に記載のタービンノズル。
  10. 　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
    　前記第２凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置と前記ハブ側端縁との間で、前記ハブ側端縁から前記第１境界位置に向かって深さが減少するように構成されている、請求項７に記載のタービンノズル。
  11. 　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
    　前記第２凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置と前記チップ側端縁との間で、前記第２境界位置から前記チップ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている、請求項７に記載のタービンノズル。
  12. 　先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルであって、
    　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
    　各々の前記翼の負圧面は、凹状に湾曲した凹面を含み、
    　前記凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの２０％の距離だけ離れた位置である第１境界位置と前記ハブ側端縁との間で、前記第１境界位置から前記ハブ側端縁に向かって深さが増加するように構成されている
    タービンノズル。
  13. 　先細状の流路を互いの間に形成するように配列された複数の翼を備えるタービンノズルであって、
    　各々の前記翼は、翼高さ方向の両端縁にハブ側端縁及びチップ側端縁を備え、
    　各々の前記翼の負圧面は、凹状に湾曲した凹面を含み、
    　前記凹面は、前記ハブ側端縁から前記チップ側端縁に向かう方向において前記ハブ側端縁から翼高さの５０％の距離だけ離れた位置である第２境界位置と前記チップ側端縁との間で、前記第２境界位置から前記チップ側端縁に向かって深さが増加するように構成されているタービンノズル。
  14. 　請求項１～１３のいずれか一項に記載のタービンノズルを備えた軸流タービン。
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