JP2003020904A

JP2003020904A - 軸流タービン翼および軸流タービン段落

Info

Publication number: JP2003020904A
Application number: JP2001210519A
Authority: JP
Inventors: Masahito Sugiura; 浦将人杉; Sakae Kawasaki; 崎榮川; Akihiro Onoda; 昭博小野田; Junichi Tominaga; 永純一富
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2001-07-11
Filing date: 2001-07-11
Publication date: 2003-01-24

Abstract

(57)【要約】【課題】タービンノズル、タービン動翼の翼高さ方向
の作動流体の流量分布をコントロールしたときの翼素損
失の増大を抑制し、さらに二次流れ損失を低減して段落
性能を向上することができる軸流タービン翼および軸流
タービン段落を得ること。【解決手段】翼根元部より翼先端部分まで翼断面を拡
大または縮小することにより、ノズル翼の後縁端とその
ノズルに隣接するノズル翼の背面との最短距離ｓと環状
ピッチｔの比ｓ／ｔを翼高さ方向で変化させた。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は軸流タービン翼およ
びその軸流タービン翼を有する軸流タービン段落に関す
る。

【０００２】

【従来の技術】近年、発電プラントに用いられる軸流タ
ー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。

【０００３】一般に軸流タービン、例えば蒸気タービン
は図１１に示すようにノズルダイヤフラム外輪１とノズ
ルダイヤフラム内輪２との間に環状流路を形成し、その
環状流路に周方向に列状に配設された複数枚のノズル翼
３と、タービンロータ５の植え込み部に周方向に列状に
配設された複数枚の動翼６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
により蒸気タービンが構成されている。

【０００４】従来の軸流タービンの設計法の一つには、
或る翼型を翼高さ方向に変えることなく積み上げて流体
通路部を形成させる、主に翼高さの低いところで使われ
る１次元設計法がある。

【０００５】それに加え近年では、ノズル、動翼の翼通
路部内にて発生する二次流れ損失を低減することを目的
とした３次元翼が提案されている。

【０００６】ここで、図１２を参照しながら二次流れ損
失について説明する。例えば、隣接するノズル翼３aと
３b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
８a、８bはノズル翼３a、３bの前縁９a、９bに衝突して
背側馬蹄形渦１０a、１０bと腹側馬蹄形渦１１a、１１b
とに分かれる。背側馬蹄形渦１０a、１０bはノズル翼３
の背側１２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１１
a、１１bはノズル翼３の腹側１３とノズル翼３の背側１
２との圧力差を駆動力としてノズル翼３bの腹側１３よ
りノズル翼３aの背側１２へ向かう流路渦１４へと成長
する。これらの背側馬蹄形渦１０a、１０bと流路渦１４
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タービン性能の低下を
招いている。これを二次流れ損失（または二次損失）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１４は二次流れ損失の大きな部分を占めており、この
流路渦１４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。

【０００７】上述の二次流れ損失を低減するための3次
元化の手法として、図１３に示されているように、ノズ
ル翼３の後縁端位置を翼根元部から翼先端部にかけてタ
ービンの回転中心を通る基準線Ｅ（ラジアル線）に対し
てノズル翼の腹面方向に翼高さ中央部が翼根元部に比べ
て突出するように傾斜させる方法が知られている（特開
平３−６７００１号公報）。これはノズルダイヤフラム
内輪の外周壁近傍（流体通路部の内周側）に流入した作
動流体を外周壁側に押圧させることで、翼根元部での二
次流れ損失を低減させようとするものである。また図１
４に示されているような翼の後縁端位置を翼根元部から
翼先端部にかけてタービンの回転中心を通る基準線Ｅに
対してノズル翼３の腹面方向に翼高さ中央部が翼根元部
に比べて突出するように湾曲させる3次元化手法も公知
の技術となっている（特開平８−１０９８０３号公
報）。この場合は前述の回転中心を通る基準線に対して
傾斜させた時の効果に加えて、ノズルダイヤフラム外輪
の内周壁近傍（流体通路部の外周側）に流入した作動流
体を内周壁側に押圧する効果もあるため、翼根元部に限
らず翼先端部でも二次流れ損失を低減することができ
る。

【０００８】ノズル翼の後縁端位置を、翼根元部から翼
先端部にかけて、翼高さ中央部が翼根元部に比べて流体
流出側に突出するように軸流方向に傾斜または湾曲させ
ることでも同様に二次流れ損失を低減することができる
ことは公知である。

【０００９】次に、前述の一次元設計をしたノズル或い
は動翼では、ともに翼の後縁端とその翼に隣接する翼の
背面との最短距離ｓと環状ピッチｔの比ｓ／ｔの値が翼
高さにほぼ比例して大きくなる分布をとるのが一般的で
あるが、翼高さ方向の流量分布をコントロールして高効
率化を図るものとして、特開平６−２７２５０４号公報
に示されているように、一次元設計からの翼高さ方向の
分布をかえる３次元設計法も提案されている。

【００１０】

【発明が解決しようとする課題】ところで、このｓ／ｔ
の翼高さ方向の分布をかえる従来の３次元化は、各翼高
さで実現しようとするｓ／ｔから求められる幾何学的流
出角α＝arcsin(s/t)が合うように図１５で定義される
翼の取付角θをかえることで行っている。そこで、例え
ば図１６のように翼中間部でｓ／ｔが小さくなる3次元
設計型１のｓ／ｔ分布を考えた場合、αの分布は図１７
のようになる。ここで、αの大小に対する翼のラジアル
線に対する位置関係は図１８のようになる。αの大小と
θの大小は符合する。しかしこの3次元化の方法をとる
と、取付角θが小さくなる翼高さ領域において翼素損失
が大きくなり、また取付角θが大きすぎると図１９に示
す通り、隣接する翼で形成される流体通路部にS1−P1と
S2−P2のようにスロートが二箇所形成されてしまう可能
性が高く、その場合は翼素性能が極端に低下する、とい
う問題がある。

【００１１】そこで本発明は、取付角を変更することな
く、同一の翼断面を拡大または縮小することにより積み
重ねた3次元設計をすることで、タービンノズル、ター
ビン動翼の翼高さ方向の作動流体の流量分布をコントロ
ールしたときの翼素損失の増大を抑制し、さらに二次流
れ損失を低減して段落性能を向上することができる軸流
タービン翼および軸流タービン段落を提供することを目
的とする。

【００１２】

【課題を解決するための手段】請求項１に係る発明は、
翼根元部より翼先端部分まで翼断面を拡大または縮小す
ることにより、ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣接
するノズル翼の背面との最短距離ｓと環状ピッチｔの比
ｓ／ｔが翼高さ方向に変化するように形成されているこ
とを特徴とする。

【００１３】請求項２に係る発明は、請求項１に係る発
明において、翼高さが大きいタービン翼において、ｓ／
ｔが翼高さ中央部近傍で最大値となり、かつｓ／ｔの最
大値を与える翼高さ位置より根元部側では翼高さの増大
に伴ってｓ／ｔが単純増加するかまたは翼根元部近傍で
ｓ／ｔが極小値をとるように形成され、翼高さが大きい
タービン翼において、ｓ／ｔの最大値を与える翼高さ位
置より先端部側では翼高さの増大に伴ってｓ／ｔが単純
減少するかまたは翼先端部近傍でｓ／ｔが極小値をとる
ように形成されていることを特徴とする。

【００１４】請求項３に係る発明は、請求項１に係る発
明において、翼高さが小さいタービン翼において、翼高
さ中央部近傍でｓ／ｔが最小値となり、かつｓ／ｔの最
小値を与える翼高さ位置より根元部側では翼高さの増大
に伴ってｓ／ｔが単純減少するかまたは翼根元部近傍で
ｓ／ｔが極大値をとり、かつｓ／ｔの最小値を与える翼
高さ位置より先端部側では翼高さの増大に伴ってｓ／ｔ
が単純増加するかまたは翼先端部近傍でｓ／ｔが極大値
をとるように形成されていることを特徴とする。

【００１５】請求項４に係る発明は、請求項１から３の
いずれか１項に係る発明において、タービン翼の後縁端
位置を、翼根元部から翼先端部にかけてタービンの回転
中心を通る基準線に対してノズル翼の腹面方向に翼高さ
中央部が翼根元部に比べて突出するように傾斜されてい
ることを特徴とする。

【００１６】請求項５に係る発明は、請求項１から３の
いずれか１項に係る発明において、タービン翼の後縁端
位置を、翼根元部から翼先端部にかけてタービンの回転
中心を通る基準線に対してノズル翼の腹面方向に翼高さ
中央部が翼根元部に比べて突出するように湾曲されてい
ることを特徴とする。

【００１７】請求項６に係る発明は、請求項１から３の
いずれか１項に係る発明において、タービン翼の後縁端
位置が、翼根元部から翼先端部にかけて、翼高さ中央部
が翼根元部に比べて流体流出側に突出するように軸流方
向に傾斜されていることを特徴とする。

【００１８】請求項７に係る発明は、請求項１から３の
いずれか１項に係る発明において、タービン翼の後縁端
位置が、翼根元部から翼先端部にかけて、翼高さ中央部
が翼根元部に比べて流体流出側に突出するように軸流方
向に湾曲されていることを特徴とする。

【００１９】請求項８に係る発明は、請求項１から７の
いずれか１項に係る発明において、タービン翼は、ノズ
ルダイヤフラム内輪と、ノズルダイヤフラム外輪との間
に環状流路を形成し、この環状流路に周方向に列状に配
設されたタービンノズル、或いはタービンロータの植込
部に周方向に列状に配設されたタービン動翼であること
を特徴とする。

【００２０】請求項９に係る発明は、軸流タービン段落
において、請求項１から８のいずれかに記載の軸流ター
ビン翼を有することを特徴とする。

【００２１】

【発明の実施の形態】以下、図１乃至図１０を参照して
本発明の実施の形態について説明する。図１は本発明に
係る軸流タービン段落のノズル部の斜視図であり、図１
に示すように、ノズルダイヤフラム外輪１とノズルダイ
ヤフラム内輪２との間に形成される環状流路４に複数の
ノズル翼３が周方向に所定の間隔をおいて列状に配設さ
れており、各ノズル翼３の先端部および根元部の接合端
をそれぞれノズルダイヤフラム外輪１とノズルダイヤフ
ラム内輪２に接合することにより軸流タービンノズルが
構成されている。

【００２２】このノズル翼３の高さが大きい場合には、
二次流れ損失の大きいノズルダイヤフラム外輪１の内周
壁およびノズルダイヤフラム内輪２の外周壁の影響が少
ない高効率域が支配的なため、ノズル翼の後縁端とその
ノズルに隣接するノズル翼の背面との最短距離ｓと環状
ピッチｔの比ｓ／ｔの翼高さ方向の分布をコントロール
した３次元設計をすることにより流路の中央部高さ位置
に流量を多く流した方がエネルギが有効に変換される。
すなわち、翼高さが大きい場合には、図２に示すよう
に、上記ｓ／ｔが翼高さ中央部近傍で最大となり、翼根
元部及び翼先端部では次第に小さくなるような３次元設
計とすることが効果的である。一方、翼高さが小さい場
合は、二次損失の大きいノズルダイヤフラム外輪１の内
周壁およびノズルダイヤフラム内輪２の外周壁の影響が
中央部高さ位置にまで及び高効率域が望めないため、流
路の翼根元部や翼先端部に流量を多く流し、流路の中央
部高さ位置の流量を少なくしたほうが二次損失低減に有
効である。すなわち、翼高さが小さい場合には、図３に
示すように、上記ｓ／ｔが翼高さ中央部近傍で最小とな
り、翼根元部及び翼先端部では次第に大きくなるような
３次元設計とすることが効果的である。

【００２３】そこで本発明は、流量分布をコントロール
するための３次元設計をするにあたり、翼の取付角を変
えることなく翼根元部から翼先端部まで同一の翼型（プ
ロファイル）を拡大または縮小をして翼高さ方向に積み
上げてｓ／ｔを代えることにより、従来の取付角を変更
した時の課題であった翼素性能の低減を抑制し、作動流
体のもつエネルギを有効に動力に変換し得るようにした
ものである。

【００２４】ところで、翼列内のエネルギ損失ζtは式
（１）のように分類することができる。 ζt＝ζs＋ζp （１）ここで、ζsは二次流れ損失である。第二項ζpはプロフ
ァイル損失と呼ばれ、さらに式（２）のように分類され
る。 ζp＝ζp0＋ζt/c＋ζ’ （２）式（２）の各項について説明する。ζp0は基準プロファ
イル損失と呼ばれ、翼列内で流体が転向することによっ
て生じる損失で、流入角と流出角によって決まる。ζt/
cはピッチｔの翼コードｃに対する比ｔ／ｃによって決
まり、図４に表すように、ピッチコード比が点（ｔ／
ｃ）optの時最小値を示し、ピッチコード比ｔ／ｃがそ
れより大きい場合或いは小さい場合には増加する傾向に
ある。また、ζ’は翼型の幾何学的流入角に対する最適
な流体流入角のずれなどで生じるその他の損失を表す。

【００２５】ｓ／ｔすなわち幾何学的流出角が、図２に
示すように翼の中央高さ近傍で大きくなり、或いは図３
に示すように翼の中央高さ近傍で小さくなるような分布
となるように翼の3次元設計を行なう場合には、翼の取
付角を変更して翼高さ方向に積み上げる従来の方法と、
本発明の取付角を変更することなく同一の翼型（プロフ
ァイル）を拡大または縮小することにより積み上げる方
法とでは、プロファイル損失に次のような差異がある。
すなわち、まずζp0は同じｓ／ｔ分布すなわち同じ幾何
学的流出角を実現する2つの場合を考えているのだか
ら、差異はない。またζ’の差異もない。したがって、
ピッチ・コード比の違いによるζt/cの大小がプロファイ
ル損失ζpの大小を決定付けることになる。

【００２６】図５はノズルにより入口マッハ数Ｍ₁で流
入した流体が出口マッハ数Ｍ₂まで増速された時の、無
次元化された軸方向位置に対する翼素の背側表面と腹側
表面におけるマッハ数（流速）の分布の一般的な例で、
背側ではスロートを与える点でマッハ数が最高になり
（点Mt）、その後下流側で減速する。点Mtから下流側の
点Ｍ_２までを減速域と呼ぶが、減速域では流体は翼表面
から剥離し、大きな損失となり、翼素性能を大きく低下
させる。或る翼型において最適ピッチ・コード比により
翼が取り付けられていたとして、そのときの翼表面のマ
ッハ数分布における背側表面のマッハ数の最高点（すな
わちスロートポイント）がMt0であったとすると、点Mt0
はその翼型での減速域における剥離による損失が最も小
さくなる最適点である。同じノズル翼において、ピッチ
・コード比がその最適値からずれた場合、コードが変わ
るのだからスロート位置が最適なピッチ・コード比のと
きのスロート位置からずれることになる。もし背側のス
ロート位置が翼表面上の上流側（前縁側）に移動した場
合は翼表面マッハ数分布も変わり、図５のように背側の
マッハ数分布におけるマッハ数最高点が前述の点Mt0か
ら点Mt1に移動し、減速域が広がることで翼素損失が増
大し、効率が低下する。また逆に背側のスロート位置が
翼表面上の下流側（後縁側）に移動した場合も翼表面マ
ッハ数分布が変わり、背側のマッハ数分布におけるマッ
ハ数最高点は図５のようにMt0からMt2に移動するが、こ
の場合は点Mt2から点M2の間で減速割合（単位軸方向距
離における減速量）が大きくなり、やはりこの場合も翼
素損失が増大し効率が低下する。

【００２７】そこで、最適ピッチコード比となる取付角
で翼高さ方向に１次元設計したノズル翼を、取付角を変
更することによって図３に示すようなｓ／ｔ分布にする
3次元設計をした場合、図３中のＡ点のように一次元設
計のときとｓ／ｔすなわち幾何学的流出角が変更されな
い点では取付角が変更されないが、Ｂ点のようにｓ／ｔ
が変更される点は取付角が変更される。ｓ／ｔすなわち
幾何学的流出角が小さい側へ変更される場合を図６に示
す。この時はノズル翼3cとノズル翼3eで形成された流路
におけるスロートを小さくする（ピッチtは一定より）
ために、それぞれ翼3d、翼3fとなるように取付角が小さ
くなるように変更する。取付角を変更する前後の翼3c、
翼3dのそれぞれのスロート位置をSa、Sbとすると、取付
角変更後のSbはSaに比べてその翼表面上の位置が大きく
上流側（前縁側）に移動している。最適ピッチコード比
（ｔ／ｃ）optで取り付けられているときは、図５のマ
ッハ数分布の模式図においてスロートポイントは点Mt0
になる。それに対して、取付角変更後はコードが小さく
なっていることより、図４のピッチコード比が点（ｔ／
ｃ）optのから点（ｔ／ｃ）1の点に移動する。これに対
応して図５のマッハ数分布ではスロートポイントMtが点
Mt0から点Mt1の側へ移動することになり、翼素損失は増
大する。したがって、取付角を小さくなるように変更し
た場合は、スロート位置が大きく前縁側に移動すること
が原因となって式（２）におけるζt/c、すなわちプロ
ファイル損失ζpが大きく増加することになる。

【００２８】同様に、１次元設計のs／tに対して幾何学
的流出角が大きい側へ変更される場合では、最適ピッチ
コード比で取り付けられているときに比べ、スロート位
置が大きく下流側（後縁側）に移動するするため、コー
ドは大きくなってピッチコード比が点（ｔ／ｃ）２に移
動し、さらにそれはマッハ数分布ではスロートポイント
に対応する点Mtが点Mt2の側に移動することに相当する
ため、この場合も式（２）におけるζt/c、すなわちプ
ロファイル損失ζpは大きく増大する。

【００２９】次に、図３のｓ／ｔ分布を得るために最適
ピッチコード比となる取付角で翼高さ方向に一次元設計
したノズル翼を取付角を変更しないで各翼高さで翼型を
変更することにより積み上げ、図３のＢ点のようにｓ／
ｔすなわち幾何学的流出角が小さい側へ変更する場合に
は、図７に示す通り翼は拡大され、翼3gは翼3hに、翼3j
は翼3kとなり、スロート長さは小さくなる。このとき取
付角変更前後のスロート位置はそれぞれSc、Sdとなる。
しかし、この場合は取付角を変更することでｓ／ｔを変
えた時に比べ、スロート位置の変化が小さくなる。した
がって、図５で示される翼面マッハ数分布における背側
マッハ数のピーク点Mtはこの翼型での最適値Mt0のごく
近傍となり、翼素損失の低減も少なくなる。これはピッ
チコードが最適ピッチコード比（ｔ／ｃ）optから大き
くはずれることはなく、ζt/cすなわちζpの急激な増大
は取付角を変更するときに比べて抑制されることにな
る。

【００３０】一方、ｓ／ｔを大きい側へ変更する場合に
は翼型を縮小ことによって行うことができ、この場合も
同様に、スロート位置はほとんど変化しないので、ζt/
cすなわちζpの急激な増大は取付角を変更するときに比
べて抑制されることになる。

【００３１】以上より、最適ピッチコード比からなる翼
で形成される通路部のｓ／ｔに対して、このｓ／ｔを取
付角を変更することで変えた場合と、取付角一定で変え
た場合のプロファイル損失は図８のようになり、取付角
を変更する場合に比較して、取付角を一定にして翼を各
翼高さで拡大または縮小することにより積み上げる方が
プロファイル損失は小さくなる。

【００３２】図９は翼高さ１００ｍｍ以上の場合のノズ
ル翼の３次元形状を示したものであり、翼高さ方向にお
いて翼高さ中央位置またはその近傍でスロートSｐ1が最
大値となるように中央部高さ近傍でプロファイルの縮小
率が最大にしてある。そして、スロートが最大となる高
さより根元側ではスロートが翼高さに対して単純増加す
るかまたは翼根元部近傍でのスロートSｒ1すなわちＳｒ
1／ｔが極小値となるように翼根元部またはその近傍で
拡大率を最大にするとともに、スロートが最大となる高
さより先端部側ではｓ／ｔが単純減少するかまたは翼先
端部近傍で極小値をとるようにしてあり、最後に後縁線
をタービンの回転中心を通る一つの基準線上に合わせて
ある。これにより、流路の中央部の高効率域により多く
の流量を流すことができ、二次損失が最も大きい翼根元
部近傍では流量を絞ることで、有効なエネルギ変換が可
能となる。

【００３３】一方、図１０は翼高さが小さいノズル翼の
３次元形状を示したものであり、翼高さ中央部近傍でｓ
／ｔが最小値となるようにしてある。そして、ｓ／ｔが
最小となる高さより根元側ではスロートが翼高さに対し
て単純減少するかまたは翼根元部近傍でのｓ／ｔが極大
値となるように翼根元部またはその近傍で縮小率を最大
にするとともに、ｓ／ｔが最小となる高さより先端部側
ではｓ／ｔが単純増加するかまたは翼先端部近傍で極大
値をとるようにしてある。しかして、この場合には翼根
元部や翼先端部に流量を多く流し、流路の中央部高さ位
置の流量を少なくすることができ、二次損失を有効に低
減することができる。

【００３４】なお、上記実施の形態においてはノズル翼
について説明したが、動翼についても同様に適用するこ
とができる。また、上記実施の形態においては翼の後縁
線をタービンの回転中心を通る一つの基準線上に合わせ
たものを示したが、タービン翼の後縁端位置を、翼根元
部から翼先端部にかけてタービンの回転中心を通る基準
線に対してノズル翼の腹面方向に翼高さ中央部が翼根元
部に比べて突出するように傾斜、または湾曲させること
により、翼根元部或いは翼先端部での二次流れ損失の低
減も図ることができる。さらに、タービン翼の後縁端位
置が、翼根元部から翼先端部にかけて、翼高さ中央部が
翼根元部に比べて流体流出側に突出するように軸流方向
に傾斜、或いは湾曲させるようにしてもよい。

【００３５】

【発明の効果】以上説明したように、本発明はタービン
翼の取付角を代えることなく翼根元部から翼先端部まで
の断面積を拡大または縮小して、ｓ／ｔすなわち幾何学
的流出角が翼高さ方向に変化するようにしたので、従来
の取付角を変更したときの課題であった翼素性能の低減
を抑制することができ作動流体のもつエネルギを有効に
変換することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係る軸流タービン段落のノズルの構成
を示す斜視図

【図２】本発明に係る軸流タービンノズルのｓ／ｔ分布
を示す図

【図３】本発明に係る軸流タービンノズルのｓ／ｔ分布
を示す図

【図４】翼素損失説明図

【図５】翼表面マッハ数分布説明図

【図６】従来技術によりノズル取付角変更した状態を示
す図

【図７】本発明に係る軸流タービンノズル翼の３次元化
実施形態説明図

【図８】翼素損失説明図

【図９】本発明に係る軸流タービンノズルの３次元化説
明図

【図１０】本発明に係る軸流タービンノズルの３次元化
説明図

【図１１】本発明に係る軸流タービン段落の縦断側面図

【図１２】二次流れ説明図

【図１３】従来技術による傾斜ノズルを流体流出側より
見た斜視図

【図１４】従来技術による湾曲ノズルを流体流出側より
見た斜視図

【図１５】取付角の説明図

【図１６】ｓ／ｔ分布の相違を説明する模式図

【図１７】幾何学的流出角分布の相違を説明する模式図

【図１８】幾何学的流出角と翼の姿勢の相関図

【図１９】従来技術によりノズル取付角変更した状態を
示す図

【符号の説明】

１ノズルダイヤフラム外輪２ノズルダイヤフラム内輪３ノズル翼４環状流路５タービンロータ６動翼Ｅラジアル線ｓスロート幅ｔピッチ

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者小野田昭博神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者富永純一神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地株式会社東芝京浜事業所内Ｆターム(参考） 3G002 BA02 BA03 BA05 BB01 GA07 GB05

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】翼根元部より翼先端部分まで翼断面を拡大
または縮小することにより、ノズル翼の後縁端とそのノ
ズル翼に隣接するノズル翼の背面との最短距離ｓと環状
ピッチｔの比ｓ／ｔが翼高さ方向に変化するように形成
されていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項２】翼高さが大きいタービン翼において、ｓ／
ｔが翼高さ中央部近傍で最大値となり、かつｓ／ｔの最
大値を与える翼高さ位置より根元部側では翼高さの増大
に伴ってｓ／ｔが単純増加するかまたは翼根元部近傍で
ｓ／ｔが極小値をとるように形成され、ｓ／ｔの最大値
を与える翼高さ位置より先端部側では翼高さの増大に伴
ってｓ／ｔが単純減少するかまたは翼先端部近傍でｓ／
ｔが極小値をとるように形成されていることを特徴とす
る、請求項１記載の軸流タービン翼。
【請求項３】翼高さが小さいタービン翼において、翼高
さ中央部近傍でｓ／ｔが最小値となり、かつｓ／ｔの最
小値を与える翼高さ位置より根元部側では翼高さの増大
に伴ってｓ／ｔが単純減少するかまたは翼根元部近傍で
ｓ／ｔが極大値をとり、かつｓ／ｔの最小値を与える翼
高さ位置より先端部側では翼高さの増大に伴ってｓ／ｔ
が単純増加するかまたは翼先端部近傍でｓ／ｔが極大値
をとるように形成されていることを特徴とする、請求項
１記載の軸流タービン翼。
【請求項４】タービン翼の後縁端位置を、翼根元部から
翼先端部にかけてタービンの回転中心を通る基準線に対
してノズル翼の腹面方向に翼高さ中央部が翼根元部に比
べて突出するように傾斜されていることを特徴とする、
請求項１から３のいずれか１項に記載の軸流タービン
翼。
【請求項５】タービン翼の後縁端位置を、翼根元部から
翼先端部にかけてタービンの回転中心を通る基準線に対
してノズル翼の腹面方向に翼高さ中央部が翼根元部に比
べて突出するように湾曲されていることを特徴とする、
請求項１から３のいずれか１項に記載の軸流タービン
翼。
【請求項６】タービン翼の後縁端位置が、翼根元部から
翼先端部にかけて、翼高さ中央部が翼根元部に比べて流
体流出側に突出するように軸流方向に傾斜されているこ
とを特徴とする、請求項１から３のいずれか１項に記載
の軸流タービン翼。
【請求項７】タービン翼の後縁端位置が、翼根元部から
翼先端部にかけて、翼高さ中央部が翼根元部に比べて流
体流出側に突出するように軸流方向に湾曲されているこ
とを特徴とする、請求項１から３のいずれか１項に記載
の軸流タービン翼。
【請求項８】タービン翼は、ノズルダイヤフラム内輪
と、ノズルダイヤフラム外輪との間に環状流路を形成
し、この環状流路に周方向に列状に配設されたタービン
ノズル、或いはタービンロータの植込部に周方向に列状
に配設されたタービン動翼であることを特徴とする、請
求項１から７のいずれか１項に記載の軸流タービン翼。
【請求項９】請求項１から８のいずれかに記載の軸流タ
ービン翼を有することを特徴とする軸流タービン段落。