JP2003027901A - 軸流タービン - Google Patents
軸流タービンInfo
- Publication number
- JP2003027901A JP2003027901A JP2001214143A JP2001214143A JP2003027901A JP 2003027901 A JP2003027901 A JP 2003027901A JP 2001214143 A JP2001214143 A JP 2001214143A JP 2001214143 A JP2001214143 A JP 2001214143A JP 2003027901 A JP2003027901 A JP 2003027901A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- final stage
- rotor blade
- stage
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 低ボス比の軸流タービンのタービン効率を改
善すること。 【解決手段】 軸流タービン１０の最終段静翼２８から
最終段動翼２４へ流入する蒸気のマッハ数が低減するよ
うに、最終段動翼２４の前縁根元２４ａと最終段動翼２
４の一段上流側の動翼２６と後縁根元２６ａとを結ぶ直
線Ｌがロータ１２側に傾斜するように最終段動翼２４と
最終段動翼２４の一段上流側の動翼２６とを配置する。
善すること。 【解決手段】 軸流タービン１０の最終段静翼２８から
最終段動翼２４へ流入する蒸気のマッハ数が低減するよ
うに、最終段動翼２４の前縁根元２４ａと最終段動翼２
４の一段上流側の動翼２６と後縁根元２６ａとを結ぶ直
線Ｌがロータ１２側に傾斜するように最終段動翼２４と
最終段動翼２４の一段上流側の動翼２６とを配置する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は軸流タービン、特に
低圧蒸気タービンに関する。
低圧蒸気タービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】蒸気タービン、特に低圧軸流タービンの
排気損失を低減するためには、軸流タービンの排気環状
面積を大きくする必要がある。一方、排気環状面積を大
きくするために、軸流タービンの最終段動翼を長くする
と、該最終段動翼に作用する遠心力が大きくなる。そこ
で、軸流タービンの最終段動翼に作用する遠心力を低く
抑えながら排気環状面積を大きくするために、翼の基端
側直径（Ｒ0）を小さくし、翼基端側直径（Ｒ0）と翼先
端側直径（Ｒ1）の比で定義されるボス比（Ｒ0／Ｒ1）
を小さくすることが有効である。
排気損失を低減するためには、軸流タービンの排気環状
面積を大きくする必要がある。一方、排気環状面積を大
きくするために、軸流タービンの最終段動翼を長くする
と、該最終段動翼に作用する遠心力が大きくなる。そこ
で、軸流タービンの最終段動翼に作用する遠心力を低く
抑えながら排気環状面積を大きくするために、翼の基端
側直径（Ｒ0）を小さくし、翼基端側直径（Ｒ0）と翼先
端側直径（Ｒ1）の比で定義されるボス比（Ｒ0／Ｒ1）
を小さくすることが有効である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】然しながら、このよう
に軸流タービンの最終段動翼のボス比を小さくすると、
最終段動翼へ流入する蒸気の反動度が低下して、タービ
ン効率が低下する問題がある。本発明はこうした従来技
術の問題を解決することを技術課題としており、タービ
ン効率を低減することなく、軸流タービン最終段動翼の
ボス比を低減した軸流タービンを提供することを目的と
している。
に軸流タービンの最終段動翼のボス比を小さくすると、
最終段動翼へ流入する蒸気の反動度が低下して、タービ
ン効率が低下する問題がある。本発明はこうした従来技
術の問題を解決することを技術課題としており、タービ
ン効率を低減することなく、軸流タービン最終段動翼の
ボス比を低減した軸流タービンを提供することを目的と
している。
【０００４】
【課題を解決するための手段】請求項１に記載の本発明
は、軸流タービンの最終段静翼から最終段動翼へ流入す
る蒸気のマッハ数が低減するように、前記最終段動翼の
前縁根元と前記最終段動翼の一段上流側の動翼と後縁根
元とを結ぶ直線がロータ側に傾斜するように前記最終段
動翼と前記最終段動翼の一段上流側の動翼とを配置した
ことを特徴とする軸流タービンを要旨とする。
は、軸流タービンの最終段静翼から最終段動翼へ流入す
る蒸気のマッハ数が低減するように、前記最終段動翼の
前縁根元と前記最終段動翼の一段上流側の動翼と後縁根
元とを結ぶ直線がロータ側に傾斜するように前記最終段
動翼と前記最終段動翼の一段上流側の動翼とを配置した
ことを特徴とする軸流タービンを要旨とする。
【０００５】好ましくは、最終段動翼の前縁根元と前記
最終段動翼の一段上流側の動翼と後縁根元とを結ぶ直線
が、ロータ中心軸線に対して２５°から５０°の角度と
なるように前記最終段動翼と前記最終段動翼の一段上流
側の動翼とを配置する。
最終段動翼の一段上流側の動翼と後縁根元とを結ぶ直線
が、ロータ中心軸線に対して２５°から５０°の角度と
なるように前記最終段動翼と前記最終段動翼の一段上流
側の動翼とを配置する。
【０００６】また、本発明の他の特徴によれば、前記最
終段動翼の前縁根元と、前記最終段動翼の一段上流側の
動翼の後縁根元との間のロータ側内壁を、前記軸流ター
ビンを流通する蒸気の前記最終段動翼入口におけるマッ
ハ数を低減するように、ロータ側に拡開したことを特徴
とする軸流タービンが提供される。
終段動翼の前縁根元と、前記最終段動翼の一段上流側の
動翼の後縁根元との間のロータ側内壁を、前記軸流ター
ビンを流通する蒸気の前記最終段動翼入口におけるマッ
ハ数を低減するように、ロータ側に拡開したことを特徴
とする軸流タービンが提供される。
【０００７】前記ロータ側内壁は、好ましくは、ロータ
中心軸線を含む平面で切断した断面の前記ロータ中心軸
線に対する平均角度が２５°から５０°となるように形
成する。
中心軸線を含む平面で切断した断面の前記ロータ中心軸
線に対する平均角度が２５°から５０°となるように形
成する。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照して本発明
の好ましい実施形態を説明する。図１は、本発明の一実
施形態による軸流タービンのロータの中心軸線（ロータ
中心軸線）Ｏを含む鉛直断面で切断した半断面図であ
る。軸流タービン１０は、好ましくは低圧軸流タービン
であって、中心軸線Ｏに沿って長手方向に延設されたロ
ータ１２を具備し、多段の翼列１４がロータ１２に沿っ
て左右対称に設けられ、該翼列１４は内車室１６により
包囲されている。ロータ１２、翼列１４および内車室１
６は外車室１８により全体が包囲されている。翼列１４
に蒸気を供給するために、蒸気供給管２０が、外車室１
８を横断方向に貫通して内車室１６に接続されている。
より詳細には、蒸気供給管２０の先端には、管内の蒸気
の流に方向に先細りにテーパ状に形成された蒸気入口部
２０ａが設けられており、該蒸気入口部２０ａは、内車
室１６、より詳細には内車室１６内において中心軸線Ｏ
に関して横断方向に延設された蒸気通路２２に接続され
ている。
の好ましい実施形態を説明する。図１は、本発明の一実
施形態による軸流タービンのロータの中心軸線（ロータ
中心軸線）Ｏを含む鉛直断面で切断した半断面図であ
る。軸流タービン１０は、好ましくは低圧軸流タービン
であって、中心軸線Ｏに沿って長手方向に延設されたロ
ータ１２を具備し、多段の翼列１４がロータ１２に沿っ
て左右対称に設けられ、該翼列１４は内車室１６により
包囲されている。ロータ１２、翼列１４および内車室１
６は外車室１８により全体が包囲されている。翼列１４
に蒸気を供給するために、蒸気供給管２０が、外車室１
８を横断方向に貫通して内車室１６に接続されている。
より詳細には、蒸気供給管２０の先端には、管内の蒸気
の流に方向に先細りにテーパ状に形成された蒸気入口部
２０ａが設けられており、該蒸気入口部２０ａは、内車
室１６、より詳細には内車室１６内において中心軸線Ｏ
に関して横断方向に延設された蒸気通路２２に接続され
ている。
【０００９】翼列１４は、最終段動翼２４、最終段動翼
２４の一段上流側の動翼２６、動翼２４、２６の間に配
設された最終段静翼２８を有している。最終段静翼２８
の両端には、該軸流タービン１０の翼列１４を横断する
蒸気通路のロータ側内壁を形成する内側シュラウド３０
と、車室側内壁を形成する外側シュラウド３２が連結さ
れている。
２４の一段上流側の動翼２６、動翼２４、２６の間に配
設された最終段静翼２８を有している。最終段静翼２８
の両端には、該軸流タービン１０の翼列１４を横断する
蒸気通路のロータ側内壁を形成する内側シュラウド３０
と、車室側内壁を形成する外側シュラウド３２が連結さ
れている。
【００１０】蒸気供給管２０を介して軸流タービン１０
に供給された蒸気は、蒸気通路２２を流通して翼列１４
を軸方向に中心から左右に外側へ流通し、温度、圧力を
低下させながらロータ１２を駆動する。本実施形態で
は、翼列１４を流通する蒸気が最終段動翼２４の一段上
流側の動翼２６から最終段動翼２４へかけて半径方向内
側に拡がり、最終段静翼２８から最終段動翼２４へ流入
する蒸気のマッハ数が低減するように、最終段動翼２４
の前縁根元２４ａと最終段動翼２４の一段上流側の動翼
２６と後縁根元２６ａとを結ぶ直線Ｌが、ロータ１２側
に傾斜するように最終段動翼２４と最終段動翼の一段上
流側の動翼２６とを配置した。より詳細には、前記直線
Ｌの中心軸線Ｏに対する角度αが２５°から５０°とな
るようにする。
に供給された蒸気は、蒸気通路２２を流通して翼列１４
を軸方向に中心から左右に外側へ流通し、温度、圧力を
低下させながらロータ１２を駆動する。本実施形態で
は、翼列１４を流通する蒸気が最終段動翼２４の一段上
流側の動翼２６から最終段動翼２４へかけて半径方向内
側に拡がり、最終段静翼２８から最終段動翼２４へ流入
する蒸気のマッハ数が低減するように、最終段動翼２４
の前縁根元２４ａと最終段動翼２４の一段上流側の動翼
２６と後縁根元２６ａとを結ぶ直線Ｌが、ロータ１２側
に傾斜するように最終段動翼２４と最終段動翼の一段上
流側の動翼２６とを配置した。より詳細には、前記直線
Ｌの中心軸線Ｏに対する角度αが２５°から５０°とな
るようにする。
【００１１】図２は、翼列１４を流通する蒸気の最終段
動翼２４の出口におけるマッハ数を数値計算により求め
た結果を、本発明の一実施形態（実線）と従来技術（破
線）とで比較した示すグラフである。図２において、横
軸は中心軸線Ｏからの翼のスパン方向または高さ方向の
座標（中心軸線Ｏからの距離）であり、縦軸はマッハ数
である。また、図３は、最終段動翼２４における反動度
を数値計算により求めた結果を、本発明の一実施形態
（実線）と従来技術（破線）とで比較した示すグラフで
ある。図３において、横軸は中心軸線Ｏからの翼のスパ
ン方向または高さ方向の座標（中心軸線Ｏからの距離）
であり、縦軸は反動度である。
動翼２４の出口におけるマッハ数を数値計算により求め
た結果を、本発明の一実施形態（実線）と従来技術（破
線）とで比較した示すグラフである。図２において、横
軸は中心軸線Ｏからの翼のスパン方向または高さ方向の
座標（中心軸線Ｏからの距離）であり、縦軸はマッハ数
である。また、図３は、最終段動翼２４における反動度
を数値計算により求めた結果を、本発明の一実施形態
（実線）と従来技術（破線）とで比較した示すグラフで
ある。図３において、横軸は中心軸線Ｏからの翼のスパ
ン方向または高さ方向の座標（中心軸線Ｏからの距離）
であり、縦軸は反動度である。
【００１２】本実施形態による軸流タービンでは、図３
に示すように最終段動翼２４の特に根元近傍において反
動度が著しく増加するため、図２に示す如く最終段動翼
２４の入口根元近傍においてマッハ数が著しく低下す
る。
に示すように最終段動翼２４の特に根元近傍において反
動度が著しく増加するため、図２に示す如く最終段動翼
２４の入口根元近傍においてマッハ数が著しく低下す
る。
【００１３】角度αが２５°以下の場合には、最終段静
翼２８の内側（ロータ側）の端部近傍における蒸気の流
れ（流線）が、十分にロータ側に変化せずに、最終段静
翼２８の出口および最終段動翼２４の入口の根元近傍で
マッハ数が十分に低減されない。他方、角度αが５０°
以上となると、翼根元において流れが壁面に追従できず
に剥離流を生じて圧力損失が増大する。角度αを２５°
から５０°の範囲に選定することにより、軸流タービン
の性能が向上する。
翼２８の内側（ロータ側）の端部近傍における蒸気の流
れ（流線）が、十分にロータ側に変化せずに、最終段静
翼２８の出口および最終段動翼２４の入口の根元近傍で
マッハ数が十分に低減されない。他方、角度αが５０°
以上となると、翼根元において流れが壁面に追従できず
に剥離流を生じて圧力損失が増大する。角度αを２５°
から５０°の範囲に選定することにより、軸流タービン
の性能が向上する。
【００１４】好ましくは、最終段動翼２４の前縁根元２
４ａと、最終段動翼２４の一段上流側の動翼２６の後縁
根元２６ａとの間のロータ側内壁、つまり、最終段静翼
２８の内側シュラウド３０を、マッハ数を低減するよう
にロータ側に拡開するように形成し、より好ましくは、
内側シュラウド３０の中心軸線Ｏを含む平面で切断した
断面の中心軸線Ｏに対する平均角度を２５°から５０°
となるように形成するようにしてもよい。
４ａと、最終段動翼２４の一段上流側の動翼２６の後縁
根元２６ａとの間のロータ側内壁、つまり、最終段静翼
２８の内側シュラウド３０を、マッハ数を低減するよう
にロータ側に拡開するように形成し、より好ましくは、
内側シュラウド３０の中心軸線Ｏを含む平面で切断した
断面の中心軸線Ｏに対する平均角度を２５°から５０°
となるように形成するようにしてもよい。
【００１５】
【発明の効果】本発明によれば、最終段動翼の特に根元
近傍において反動度が増加するため、最終段動翼の入口
の特に根元近傍においてマッハ数が低下しタービン効率
が改善される。
近傍において反動度が増加するため、最終段動翼の入口
の特に根元近傍においてマッハ数が低下しタービン効率
が改善される。
【図１】本発明の好ましい実施形態による軸流タービン
の長手方向の半断面図である。
の長手方向の半断面図である。
【図２】翼列を流通する蒸気の最終段動翼におけるマッ
ハ数を数値計算により求めた結果を本発明の一実施形態
（実線）と従来技術（破線）とで比較した示すグラフで
ある。
ハ数を数値計算により求めた結果を本発明の一実施形態
（実線）と従来技術（破線）とで比較した示すグラフで
ある。
【図３】最終段動翼における反動度を数値計算により求
めた結果を本発明の一実施形態（実線）と従来技術（破
線）とで比較した示すグラフである。
めた結果を本発明の一実施形態（実線）と従来技術（破
線）とで比較した示すグラフである。
１０…軸流タービン
１２…ロータ
１４…翼列
１６…内車室
１８…外車室１８により全体が包囲されている。
２０…蒸気供給管
２０ａ…蒸気入口部
２２…蒸気通路
２４…最終段動翼
２６…最終段動翼の一段上流側の動翼
２８…最終段静翼
３０…内側シュラウド
３２…外側シュラウド
Ｏ…中心軸線
Claims (4)
- 【請求項１】 軸流タービンの最終段静翼から最終段動
翼へ流入する蒸気のマッハ数が低減するように、前記最
終段動翼の前縁根元と前記最終段動翼の一段上流側の動
翼と後縁根元とを結ぶ直線がロータ側に傾斜するように
前記最終段動翼と前記最終段動翼の一段上流側の動翼と
を配置したことを特徴とする軸流タービン。 - 【請求項２】 最終段動翼の前縁根元と前記最終段動翼
の一段上流側の動翼と後縁根元とを結ぶ直線が、ロータ
中心軸線に対して２５°から５０°の角度となるように
前記最終段動翼と前記最終段動翼の一段上流側の動翼と
を配置した請求項１に記載の軸流タービン。 - 【請求項３】 前記最終段動翼の前縁根元と、前記最終
段動翼の一段上流側の動翼の後縁根元との間のロータ側
内壁を、前記軸流タービンを流通する蒸気の前記最終段
動翼入口におけるマッハ数を低減するように、ロータ側
に拡開したことを特徴とする軸流タービン。 - 【請求項４】 前記ロータ側内壁を、ロータ中心軸線を
含む平面で切断した断面の前記ロータ中心軸線に対する
平均角度が２５°から５０°となるように形成した請求
項３に記載の軸流タービン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001214143A JP2003027901A (ja) | 2001-07-13 | 2001-07-13 | 軸流タービン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001214143A JP2003027901A (ja) | 2001-07-13 | 2001-07-13 | 軸流タービン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003027901A true JP2003027901A (ja) | 2003-01-29 |
Family
ID=19049011
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001214143A Withdrawn JP2003027901A (ja) | 2001-07-13 | 2001-07-13 | 軸流タービン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2003027901A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7429161B2 (en) | 2005-03-31 | 2008-09-30 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| JP2010216321A (ja) * | 2009-03-16 | 2010-09-30 | Hitachi Ltd | 蒸気タービンの動翼及びそれを用いた蒸気タービン |
| JP2012031864A (ja) * | 2010-07-30 | 2012-02-16 | Alstom Technology Ltd | 低圧蒸気タービン及び低圧蒸気タービンを運転する方法 |
| EP2434094A2 (en) | 2010-09-28 | 2012-03-28 | Hitachi Ltd. | Steam turbine stator vane and steam turbine |
| RU2482394C2 (ru) * | 2008-12-10 | 2013-05-20 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Камера сгорания |
| US10036265B2 (en) | 2013-06-28 | 2018-07-31 | Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation | Axial flow expander |
| US10385832B2 (en) | 2013-06-28 | 2019-08-20 | Exxonmobil Upstream Research Company | Systems and methods of utilizing axial flow expanders |
| JP2020090952A (ja) * | 2018-12-07 | 2020-06-11 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | 蒸気タービン翼及び蒸気タービン |
-
2001
- 2001-07-13 JP JP2001214143A patent/JP2003027901A/ja not_active Withdrawn
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7901179B2 (en) | 2004-06-03 | 2011-03-08 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| US8308421B2 (en) | 2005-03-31 | 2012-11-13 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| US7547187B2 (en) | 2005-03-31 | 2009-06-16 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| EP2362063A2 (en) | 2005-03-31 | 2011-08-31 | Hitachi Ltd. | Axial turbine |
| US7429161B2 (en) | 2005-03-31 | 2008-09-30 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| RU2482394C2 (ru) * | 2008-12-10 | 2013-05-20 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Камера сгорания |
| JP2010216321A (ja) * | 2009-03-16 | 2010-09-30 | Hitachi Ltd | 蒸気タービンの動翼及びそれを用いた蒸気タービン |
| EP2236754A2 (en) | 2009-03-16 | 2010-10-06 | Hitachi Ltd. | Steam turbine rotor blade and corresponding steam turbine |
| JP2012031864A (ja) * | 2010-07-30 | 2012-02-16 | Alstom Technology Ltd | 低圧蒸気タービン及び低圧蒸気タービンを運転する方法 |
| JP2012092825A (ja) * | 2010-09-28 | 2012-05-17 | Hitachi Ltd | 蒸気タービンの静翼、及びそれを用いた蒸気タービン |
| EP2434094A2 (en) | 2010-09-28 | 2012-03-28 | Hitachi Ltd. | Steam turbine stator vane and steam turbine |
| US9011084B2 (en) | 2010-09-28 | 2015-04-21 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Steam turbine stator vane and steam turbine using the same |
| US10036265B2 (en) | 2013-06-28 | 2018-07-31 | Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation | Axial flow expander |
| US10385832B2 (en) | 2013-06-28 | 2019-08-20 | Exxonmobil Upstream Research Company | Systems and methods of utilizing axial flow expanders |
| JP2020090952A (ja) * | 2018-12-07 | 2020-06-11 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | 蒸気タービン翼及び蒸気タービン |
| CN111287801A (zh) * | 2018-12-07 | 2020-06-16 | 三菱重工压缩机有限公司 | 蒸汽轮机叶片以及蒸汽轮机 |
| JP7061557B2 (ja) | 2018-12-07 | 2022-04-28 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | 蒸気タービン |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20240159151A1 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
| US6511294B1 (en) | Reduced-stress compressor blisk flowpath | |
| JP4667787B2 (ja) | カウンタ・スタッガ形圧縮機翼形部 | |
| JP4801513B2 (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
| JP5410014B2 (ja) | 最新式ブースタステータベーン | |
| JP4095060B2 (ja) | ガスタービンエンジン用静翼アセンブリ | |
| JP5386076B2 (ja) | 最新式ブースタシステム | |
| US8573941B2 (en) | Tandem blade design | |
| US8061980B2 (en) | Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames | |
| JP2005337251A (ja) | ロータブレード | |
| JP5172320B2 (ja) | 傾斜静翼を含むガスタービンエンジン及びそれを組立てる方法 | |
| JP2004534920A (ja) | 第１段高圧タービンバケット翼形部 | |
| JP2001132696A (ja) | 狭ウェスト部を有する静翼 | |
| JP2008157247A (ja) | ガスタービンエンジンのタービン組立体及びその製造方法 | |
| EP1260674B1 (en) | Turbine blade and turbine | |
| CN114000922A (zh) | 具有冷却孔的发动机构件 | |
| US11603852B2 (en) | Compressor bleed port structure | |
| US20180051566A1 (en) | Airfoil for a turbine engine with a porous tip | |
| JP2017106452A (ja) | フィレットフィルム孔を有するガスタービンエンジン | |
| JP2011094616A (ja) | タービン翼形部−側壁の一体化 | |
| JP2003027901A (ja) | 軸流タービン | |
| US11933193B2 (en) | Turbine engine with an airfoil having a set of dimples | |
| US20180051569A1 (en) | Engine component with porous section | |
| US11852033B2 (en) | Rotor blade for a turbomachine | |
| EP2126367B1 (en) | Turbogas system multistage compressor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20060315 |
|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20081007 |