JP2710729B2 - 軸流タービンの動翼 - Google Patents
軸流タービンの動翼Info
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- JP2710729B2 JP2710729B2 JP4156585A JP15658592A JP2710729B2 JP 2710729 B2 JP2710729 B2 JP 2710729B2 JP 4156585 A JP4156585 A JP 4156585A JP 15658592 A JP15658592 A JP 15658592A JP 2710729 B2 JP2710729 B2 JP 2710729B2
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流タービンの動翼に
関するものである。
関するものである。
【０００２】
【従来の技術】軸流タービンの動翼は多種多様である。
これは、軸流タービンの動翼が熱流体及び構造全体の設
計上から調和のとれたものになるように、タービンメー
カの設計概念に基づいて決定されているからであり、そ
の設計指針は、極めて自由度の大きいものである。
これは、軸流タービンの動翼が熱流体及び構造全体の設
計上から調和のとれたものになるように、タービンメー
カの設計概念に基づいて決定されているからであり、そ
の設計指針は、極めて自由度の大きいものである。
【０００３】従来技術に関する公知例のうち、最近の具
体例として、ＶＧＢ Ｋraftwerkstech(1988)に記載のも
のがあり、これには、軸流タービンの動翼の設計指針
を、熱流体力学的と強度・振動力学的との各条件から決
定していることが述べられている。
体例として、ＶＧＢ Ｋraftwerkstech(1988)に記載のも
のがあり、これには、軸流タービンの動翼の設計指針
を、熱流体力学的と強度・振動力学的との各条件から決
定していることが述べられている。
【０００４】次に、従来の軸流タービンの動翼を図６〜
図１１により説明する。
図１１により説明する。
【０００５】図６は従来例の軸流タービンの動翼形状の
説明図、図７は従来例の翼長方向各位置の翼形の説明
図、図８は従来例の翼列の構成に関する説明図、図９は
従来例の翼入口角と翼出口角の説明図、図１０は従来例
の根元部と先端部の各翼列の説明図、図１１は従来例の
翼形損失係数の説明図であり、１は翼形、２は前縁、３
は後縁、５は背側、６は流路入口、７は流路出口、８は
腹側の翼後縁端、９は流線、１１ははく離領域、１２は
翼形部、Ｂは翼の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法、
Ｓはスロート寸法、ｔは翼ピッチ、Ｗは翼幅、βmは翼
入口角、Ｈは翼長、Ｌは結合構造部長さ、γmは翼出口
角、Ｃは弦長、θは翼の転向角を示している。
説明図、図７は従来例の翼長方向各位置の翼形の説明
図、図８は従来例の翼列の構成に関する説明図、図９は
従来例の翼入口角と翼出口角の説明図、図１０は従来例
の根元部と先端部の各翼列の説明図、図１１は従来例の
翼形損失係数の説明図であり、１は翼形、２は前縁、３
は後縁、５は背側、６は流路入口、７は流路出口、８は
腹側の翼後縁端、９は流線、１１ははく離領域、１２は
翼形部、Ｂは翼の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法、
Ｓはスロート寸法、ｔは翼ピッチ、Ｗは翼幅、βmは翼
入口角、Ｈは翼長、Ｌは結合構造部長さ、γmは翼出口
角、Ｃは弦長、θは翼の転向角を示している。
【０００６】図６に、タービン軸周りの全周に設置され
ている動翼から、隣接する２本だけを取り出したものを
示す。動翼は、流体の流路である翼形部１２と、タービ
ン軸との結合構造部１３とが一体となって形成されてい
るものであり、隣接する動翼の設置間隔は、翼ピッチｔ
で表わされている。
ている動翼から、隣接する２本だけを取り出したものを
示す。動翼は、流体の流路である翼形部１２と、タービ
ン軸との結合構造部１３とが一体となって形成されてい
るものであり、隣接する動翼の設置間隔は、翼ピッチｔ
で表わされている。
【０００７】図７に動翼の翼長方向各位置の翼形１を示
す。図７の(ａ)には先端部、図７の(ｂ)には中央部、図
７の(ｃ)にはタービン軸との結合構造部１３をも含めた
根元部における各翼形１を、それぞれ示している。
す。図７の(ａ)には先端部、図７の(ｂ)には中央部、図
７の(ｃ)にはタービン軸との結合構造部１３をも含めた
根元部における各翼形１を、それぞれ示している。
【０００８】動翼は、タービン軸中心から扇形状に設置
されるため、動翼の根元部から先端部に向かうにつれ
て、翼ピッチｔは大きくなっている。
されるため、動翼の根元部から先端部に向かうにつれ
て、翼ピッチｔは大きくなっている。
【０００９】図８に翼列構成に必要な基本的な諸元を示
す。すなわち、翼形１は、翼幅Ｗ、弦長Ｃ、翼入口角β
m及び翼出口角γmなどにより規定されている。また、隣
接する翼型１間の流路、すなわち翼形１が並列して構成
される翼列間の流路には、流路入口６と流路出口７とを
有し、流路の最狭部は、腹側の翼後縁端８と、それと対
面する隣接する翼形１の背側５との幾何学的な関係か
ら、スロート寸法Ｓにより決定されている。
す。すなわち、翼形１は、翼幅Ｗ、弦長Ｃ、翼入口角β
m及び翼出口角γmなどにより規定されている。また、隣
接する翼型１間の流路、すなわち翼形１が並列して構成
される翼列間の流路には、流路入口６と流路出口７とを
有し、流路の最狭部は、腹側の翼後縁端８と、それと対
面する隣接する翼形１の背側５との幾何学的な関係か
ら、スロート寸法Ｓにより決定されている。
【００１０】上記のような翼形及び翼列の構成は、前述
したように、熱流体設計と強度設計とから決定されるも
のであり、熱流体設計上からは、翼入口角βm及び翼出
口角γmが決定される。これらの角度は、図９に示すよ
うに、翼の高さ、すなわち動翼の半径方向の位置によっ
て異なるものであり、一般的には、熱流体設計から決定
される流体の流れ方向の角度と一致したものとなってい
る。
したように、熱流体設計と強度設計とから決定されるも
のであり、熱流体設計上からは、翼入口角βm及び翼出
口角γmが決定される。これらの角度は、図９に示すよ
うに、翼の高さ、すなわち動翼の半径方向の位置によっ
て異なるものであり、一般的には、熱流体設計から決定
される流体の流れ方向の角度と一致したものとなってい
る。
【００１１】一方、強度設計上では、流体からの作用
力、及び遠心力に耐えることができる翼断面積が決定さ
れている。この場合、発生応力は翼形の根元部ほど大き
く、先端部では小さくなるので、翼断面積を根元部で最
も大きく、先端部になるにつれて次第に小さくしてい
る。この設計方針により、翼幅Ｗ及び弦長Ｃが決定され
ている。
力、及び遠心力に耐えることができる翼断面積が決定さ
れている。この場合、発生応力は翼形の根元部ほど大き
く、先端部では小さくなるので、翼断面積を根元部で最
も大きく、先端部になるにつれて次第に小さくしてい
る。この設計方針により、翼幅Ｗ及び弦長Ｃが決定され
ている。
【００１２】更に、タービン軸と連結する動翼の結合構
造部が、強度上、十分な形状であるように翼列ピッチｔ
が決定されている。更に、翼列間を通過する流量が所定
値を満足するように、スロート寸法Ｓとピッチｔとの比
が設定されている。
造部が、強度上、十分な形状であるように翼列ピッチｔ
が決定されている。更に、翼列間を通過する流量が所定
値を満足するように、スロート寸法Ｓとピッチｔとの比
が設定されている。
【００１３】上記のような設計指針で決定された翼形及
び翼列の構成例を図１０に示す。図１０の（ａ）は根元
部、図１０の（ｂ）は先端部の各場合である。両者を比
較すると、根元部よりも先端部でβm、ｔ及びＳは大き
く、転向角θは小さくなっている。このような翼形１が
根元部から先端部まで連続的に変化するように動翼が構
成されている。
び翼列の構成例を図１０に示す。図１０の（ａ）は根元
部、図１０の（ｂ）は先端部の各場合である。両者を比
較すると、根元部よりも先端部でβm、ｔ及びＳは大き
く、転向角θは小さくなっている。このような翼形１が
根元部から先端部まで連続的に変化するように動翼が構
成されている。
【００１４】図１０の（ａ）に示すような翼入口角βm
が小さい翼形１に関しては、翼列を構成する翼ピッチｔ
と弦長Ｃとの比（＝ｔ／Ｃ）によって、翼形損失係数
が、図１１に示すような特性になることが、Ａinley 等
によって記述されており、最適ｔ／Ｃは図１１における
点線（最小値）のように、翼入口角βmによって変化す
ることが示されている。
が小さい翼形１に関しては、翼列を構成する翼ピッチｔ
と弦長Ｃとの比（＝ｔ／Ｃ）によって、翼形損失係数
が、図１１に示すような特性になることが、Ａinley 等
によって記述されており、最適ｔ／Ｃは図１１における
点線（最小値）のように、翼入口角βmによって変化す
ることが示されている。
【００１５】なお、図１１におけるβmは、(βm)1＞(β
m)2＞(βm)3＞(βm)4の関係にあり、かつ(βm)1＝５０
°の場合である。したがって、図１０の（ａ）に示す根
元部の翼型に適用されるものである。
m)2＞(βm)3＞(βm)4の関係にあり、かつ(βm)1＝５０
°の場合である。したがって、図１０の（ａ）に示す根
元部の翼型に適用されるものである。
【００１６】また、Ｂammert等により各種の翼列構成に
関する試験結果が述べられており、翼形の厚さ、及び翼
入口角βmと流入角との相違による翼形損失特性の変化
が示されている。
関する試験結果が述べられており、翼形の厚さ、及び翼
入口角βmと流入角との相違による翼形損失特性の変化
が示されている。
【００１７】また、図１０の（ａ）に示すような翼入口
角βm及び翼ピッチｔが小さく、転向角θが大きい翼列
に関して、比較的良好な性能の得られる設計法が、Ａ.
Ｕenishi：ＡＳＭＥ,７１-ＧＴ-３４に開示されてい
る。
角βm及び翼ピッチｔが小さく、転向角θが大きい翼列
に関して、比較的良好な性能の得られる設計法が、Ａ.
Ｕenishi：ＡＳＭＥ,７１-ＧＴ-３４に開示されてい
る。
【００１８】
【発明が解決しようとする課題】しかし、翼長の中央部
より先端側において、図１０の（ｂ）に示すような、翼
入口角βmが９０[度]より大きい場合は、強度振動的な
制約が大きな要因となることが多く、翼列の高性能化に
関しては未解決な技術が残されている。
より先端側において、図１０の（ｂ）に示すような、翼
入口角βmが９０[度]より大きい場合は、強度振動的な
制約が大きな要因となることが多く、翼列の高性能化に
関しては未解決な技術が残されている。
【００１９】本発明は、これまでに述べた従来技術にお
いて、熱流体的な設計条件である、翼入口角βm、翼出
口角γm及びスロート寸法Ｓが満足される翼列構成にお
いて、翼長全体にわたる強度振動上の条件を満足するよ
うに設計し、翼列構成を決定することを可能にして、軸
流タービンの動翼における高性能の翼列構成を実現させ
ることを目的にしている。
いて、熱流体的な設計条件である、翼入口角βm、翼出
口角γm及びスロート寸法Ｓが満足される翼列構成にお
いて、翼長全体にわたる強度振動上の条件を満足するよ
うに設計し、翼列構成を決定することを可能にして、軸
流タービンの動翼における高性能の翼列構成を実現させ
ることを目的にしている。
【００２０】
【課題を解決するための手段】上記目的は、次のように
して達成することができる。
して達成することができる。
【００２１】すなわち本発明は、弾性流体が流入する方
向に対応して形成される翼入口角を有する軸流タービン
の動翼において、前記翼入口角が、［９０＋２３３.４
｛０.３−（Ｂ−ｔ）／ｔ｝］度以上の範囲にある翼の
部分を、動翼の翼列のピッチをｔ、翼の前縁部と後縁部
との翼列軸方向寸法をＢとした場合、（Ｂ−ｔ）／ｔ
が、０.０１から０.３までの範囲となるように形成し所
期の目的を達成するようにしたものである。
向に対応して形成される翼入口角を有する軸流タービン
の動翼において、前記翼入口角が、［９０＋２３３.４
｛０.３−（Ｂ−ｔ）／ｔ｝］度以上の範囲にある翼の
部分を、動翼の翼列のピッチをｔ、翼の前縁部と後縁部
との翼列軸方向寸法をＢとした場合、（Ｂ−ｔ）／ｔ
が、０.０１から０.３までの範囲となるように形成し所
期の目的を達成するようにしたものである。
【００２２】また、弾性流体が流入する方向に対応して
形成される翼入口角を有する軸流タービンの動翼におい
て、前記翼入口角が、［９０＋２３３.４｛０.３−（Ｂ
−ｔ）／ｔ｝］度から１８０度までの範囲にある翼の部
分を、動翼の翼列のピッチをｔ、翼の前縁部と後縁部と
の翼列軸方向寸法をＢとした場合、（Ｂ−ｔ）／ｔが、
０.０１から０.３までの範囲となるように形成したもの
である。
形成される翼入口角を有する軸流タービンの動翼におい
て、前記翼入口角が、［９０＋２３３.４｛０.３−（Ｂ
−ｔ）／ｔ｝］度から１８０度までの範囲にある翼の部
分を、動翼の翼列のピッチをｔ、翼の前縁部と後縁部と
の翼列軸方向寸法をＢとした場合、（Ｂ−ｔ）／ｔが、
０.０１から０.３までの範囲となるように形成したもの
である。
【００２３】また、弾性流体が流入する方向に対応して
形成される翼入口角を有する軸流タービンの動翼におい
て、前記翼入口角をβｍ、動翼の翼列のピッチをｔ、翼
の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法をＢとした場合、
βｍと（Ｂ−ｔ）／ｔとの間に次式、すなわち、
形成される翼入口角を有する軸流タービンの動翼におい
て、前記翼入口角をβｍ、動翼の翼列のピッチをｔ、翼
の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法をＢとした場合、
βｍと（Ｂ−ｔ）／ｔとの間に次式、すなわち、
【００２４】
【数２】 βｍ〔度〕＝９０〔度〕＋２３３.４｛０.３−（Ｂ−ｔ）／ｔ｝〔度〕 ……（１） の関係にある翼の部分を、（Ｂ−ｔ）／ｔが、０.０１
から０.３までの範囲となるように形成したものであ
る。
から０.３までの範囲となるように形成したものであ
る。
【００２５】
【作用】本発明では、まず、図１２を用いて、翼列構成
に対する最適条件の有無について検討する。図１２は翼
列構成例の比較に関する説明図であり、翼入口角βmが
ほぼ９０度の例を示しており、図１２の（ａ）、（ｂ）
及び（ｃ）は、いずれも翼ピッチｔ及びスロート寸法Ｓ
の各長さが同一で、強度上の条件から弦長Ｃ及び翼幅Ｗ
が異なる場合である。図１２の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)を比
較すると、弦長Ｃおよび翼幅Ｗが相違するほかに、翼の
前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法Ｂが異なっている。
に対する最適条件の有無について検討する。図１２は翼
列構成例の比較に関する説明図であり、翼入口角βmが
ほぼ９０度の例を示しており、図１２の（ａ）、（ｂ）
及び（ｃ）は、いずれも翼ピッチｔ及びスロート寸法Ｓ
の各長さが同一で、強度上の条件から弦長Ｃ及び翼幅Ｗ
が異なる場合である。図１２の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)を比
較すると、弦長Ｃおよび翼幅Ｗが相違するほかに、翼の
前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法Ｂが異なっている。
【００２６】すなわち、図１２における、(ａ)ではｔ＞
Ｂ、（ｂ)ではｔ＜Ｂ、及び(ｃ)ではｔ≪Ｂとなってい
る。この場合、翼列間の流路における流動は、図１３に
示すような状態になる。すなわち、図１３は翼列構成と
流動との関係の説明図であり、図１３の(ａ)、(ｂ)及び
(ｃ)は、それぞれ図１２の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)に対応す
る翼列構成である。
Ｂ、（ｂ)ではｔ＜Ｂ、及び(ｃ)ではｔ≪Ｂとなってい
る。この場合、翼列間の流路における流動は、図１３に
示すような状態になる。すなわち、図１３は翼列構成と
流動との関係の説明図であり、図１３の(ａ)、(ｂ)及び
(ｃ)は、それぞれ図１２の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)に対応す
る翼列構成である。
【００２７】図１３の(ａ)では、流線９の流路後半の背
面側ではく離領域１１が発生し、翼列性能の劣化する流
動状況になるのに対し、図１３の(ｂ)、(ｃ)では、はく
離領域は発生せず、正常な流動状態になる。
面側ではく離領域１１が発生し、翼列性能の劣化する流
動状況になるのに対し、図１３の(ｂ)、(ｃ)では、はく
離領域は発生せず、正常な流動状態になる。
【００２８】すなわち、図１３の（ａ）、（ｂ）及び
（ｃ）における翼列性能の優劣を比較してみると、図１
３の(ａ)では、はく離領域が発生して正常な流れが得ら
れない欠点があり、正常な流動状態である図１３の(ｂ)
及び(ｃ)においても、(ｂ)に比較して(ｃ)では翼型が大
きく、翼面と流体との接触している距離が大きくなるた
めに、摩擦抵抗が増大する欠点を有している。これらの
ことは、図１２に示すような翼列構成には最適条件のあ
ることを示唆している。
（ｃ）における翼列性能の優劣を比較してみると、図１
３の(ａ)では、はく離領域が発生して正常な流れが得ら
れない欠点があり、正常な流動状態である図１３の(ｂ)
及び(ｃ)においても、(ｂ)に比較して(ｃ)では翼型が大
きく、翼面と流体との接触している距離が大きくなるた
めに、摩擦抵抗が増大する欠点を有している。これらの
ことは、図１２に示すような翼列構成には最適条件のあ
ることを示唆している。
【００２９】上記の検討により、軸流タービンの動翼の
翼列構成に関して、翼入口角βmが９０度以上において
も、高性能の翼列構成が得られる可能性の高いことが明
らかである。
翼列構成に関して、翼入口角βmが９０度以上において
も、高性能の翼列構成が得られる可能性の高いことが明
らかである。
【００３０】本発明では、翼列間流路内の流れが適正化
されるように、翼ピッチと翼の前縁部と後縁部との翼列
軸方向寸法とを規正することにより、翼列性能を損うこ
となく、翼に作用する流体力を有効に利用することが可
能となった。
されるように、翼ピッチと翼の前縁部と後縁部との翼列
軸方向寸法とを規正することにより、翼列性能を損うこ
となく、翼に作用する流体力を有効に利用することが可
能となった。
【００３１】すなわち、翼列を構成する翼形における翼
面圧力分布によって作用効果を示すと図１４のようにな
る。図１４は翼列構成と翼面圧力分布との関係の説明図
であり、図１４の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)は、それぞれ図１
２の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)に対応している。
面圧力分布によって作用効果を示すと図１４のようにな
る。図１４は翼列構成と翼面圧力分布との関係の説明図
であり、図１４の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)は、それぞれ図１
２の(ａ)、(ｂ)及び(ｃ)に対応している。
【００３２】図１４において、腹側と背側との圧力分布
で囲まれた斜線で示す面積と翼幅Ｗとの積が、動翼に作
用する流体力であり、これが翼列構成によって差の生ず
ることを示している。
で囲まれた斜線で示す面積と翼幅Ｗとの積が、動翼に作
用する流体力であり、これが翼列構成によって差の生ず
ることを示している。
【００３３】図１４の（ａ）の場合は、斜線で示す部分
の面積は大きいが、図１２の（ａ）に示すように翼幅Ｗ
は小さい。一方、図１４の（ｃ）の場合は、斜線で示す
部分の面積は小さいが、図１２の（ｃ）に示すように翼
幅Ｗは大きい。
の面積は大きいが、図１２の（ａ）に示すように翼幅Ｗ
は小さい。一方、図１４の（ｃ）の場合は、斜線で示す
部分の面積は小さいが、図１２の（ｃ）に示すように翼
幅Ｗは大きい。
【００３４】すなわち、動翼に作用する流体力は、この
斜線で示す部分の面積と翼幅Ｗの相乗積で表わされる
が、この流体力の大小のみで、翼列構成の優劣を比較す
るのは不十分であり、図１３の（ａ）にみられた、はく
離領域の発生と、図１３の（ｃ）における摩擦抵抗の増
大とを、共に回避することが必要である。
斜線で示す部分の面積と翼幅Ｗの相乗積で表わされる
が、この流体力の大小のみで、翼列構成の優劣を比較す
るのは不十分であり、図１３の（ａ）にみられた、はく
離領域の発生と、図１３の（ｃ）における摩擦抵抗の増
大とを、共に回避することが必要である。
【００３５】本発明では、図１３の（ｂ）に示すよう
な、適正な翼列の構成ができることにより、翼列の高性
能化が可能となった。
な、適正な翼列の構成ができることにより、翼列の高性
能化が可能となった。
【００３６】
【実施例】本発明の実施例を、図１〜図５を用いて説明
する。
する。
【００３７】図１は本発明の実施例と従来例における各
翼列の説明図、図２は本発明の実施例と従来例における
流れの説明図、図３は本発明の実施例と従来例における
翼形圧力係数の説明図、図４は本発明の実施例の翼形損
失係数の説明図、図５は本発明の実施例の最適翼形構成
に関する説明図であり、４は腹側、１０は膨張波、δは
流線の偏向角を示しており、そのほかは前出の符号であ
る。また、Ｂ−ｔ＝△ｔである（Ｂ、ｔ共に前出）。
翼列の説明図、図２は本発明の実施例と従来例における
流れの説明図、図３は本発明の実施例と従来例における
翼形圧力係数の説明図、図４は本発明の実施例の翼形損
失係数の説明図、図５は本発明の実施例の最適翼形構成
に関する説明図であり、４は腹側、１０は膨張波、δは
流線の偏向角を示しており、そのほかは前出の符号であ
る。また、Ｂ−ｔ＝△ｔである（Ｂ、ｔ共に前出）。
【００３８】図１の(ａ)は、本発明の実施例であり、図
１の(ｂ)は従来例である。ここでは翼入口角βm＞９０
度の場合を例にとり、両例を比較して説明する。
１の(ｂ)は従来例である。ここでは翼入口角βm＞９０
度の場合を例にとり、両例を比較して説明する。
【００３９】図１の(ａ)と(ｂ)とでは、翼入口角βmと
翼幅Ｗとが共に等しく、Ｓ／ｔがほぼ同一の翼列構成条
件を示している。
翼幅Ｗとが共に等しく、Ｓ／ｔがほぼ同一の翼列構成条
件を示している。
【００４０】両例では、翼の前縁部と後縁部との間の翼
列軸方向寸法Ｂと、翼ピッチｔとが相違しており、本実
施例である図１の(ａ)ではｔ＜Ｂ、従来例でｔ＞Ｂとな
っている。
列軸方向寸法Ｂと、翼ピッチｔとが相違しており、本実
施例である図１の(ａ)ではｔ＜Ｂ、従来例でｔ＞Ｂとな
っている。
【００４１】したがって、熱流体的設計条件である入口
角βm、及びスロート寸法／翼ピッチ(＝Ｓ／ｔ)を同一
とした場合でも、翼列構成が相違し、翼列性能に差違が
生ずる結果となる。これは翼列内における流れの状況を
比較することによって明らかになる。
角βm、及びスロート寸法／翼ピッチ(＝Ｓ／ｔ)を同一
とした場合でも、翼列構成が相違し、翼列性能に差違が
生ずる結果となる。これは翼列内における流れの状況を
比較することによって明らかになる。
【００４２】図２は図１に示した翼列における流れの状
態を示しているが、図２の(ａ)、(ｂ)は、図１の(ａ)、
(ｂ)にそれぞれ対応している。図２の(ａ)は、本実施例
の翼列の構成条件であるｔ＜Ｂの場合であり、流線９は
翼間流路形状に沿ったスムーズな状態であるが、図２の
(ｂ)に示すｔ＞Ｂの条件の場合は、流線９がスロート寸
法Ｓの下流において偏向し、はく離領域１１が発生して
翼列性能を大幅に低下させる。
態を示しているが、図２の(ａ)、(ｂ)は、図１の(ａ)、
(ｂ)にそれぞれ対応している。図２の(ａ)は、本実施例
の翼列の構成条件であるｔ＜Ｂの場合であり、流線９は
翼間流路形状に沿ったスムーズな状態であるが、図２の
(ｂ)に示すｔ＞Ｂの条件の場合は、流線９がスロート寸
法Ｓの下流において偏向し、はく離領域１１が発生して
翼列性能を大幅に低下させる。
【００４３】このような流動状況を翼面の圧力分布で比
較すると図３のようになり、本実施例の場合には腹側、
背側とも比較的良好な加速状態であるのに対して、図２
の(ｂ)に示す従来例では、背側の入口部で急激に圧力が
低下して加速流となり、その後は圧力が低下せずはく離
領域が発生して、流体の粘性の影響が増大し、翼形損失
が増加することを示している。
較すると図３のようになり、本実施例の場合には腹側、
背側とも比較的良好な加速状態であるのに対して、図２
の(ｂ)に示す従来例では、背側の入口部で急激に圧力が
低下して加速流となり、その後は圧力が低下せずはく離
領域が発生して、流体の粘性の影響が増大し、翼形損失
が増加することを示している。
【００４４】このような従来例における翼間流れの状況
は、スロート寸法Ｓの部分で音速に達し、その下流で超
音速になるような熱流体設計条件においても顕著な影響
を与えるものであり、腹側の翼後縁端８の圧力低下が急
激なためにプラントル・マイヤー関数の関係による膨張
波１０の領域(図２に破線で示す。)が広くなり、図２の
(ｂ)に示した流線の偏向角δとはく離領域１１が大きく
なって、翼列性能を著しく低下させる結果となる。
は、スロート寸法Ｓの部分で音速に達し、その下流で超
音速になるような熱流体設計条件においても顕著な影響
を与えるものであり、腹側の翼後縁端８の圧力低下が急
激なためにプラントル・マイヤー関数の関係による膨張
波１０の領域(図２に破線で示す。)が広くなり、図２の
(ｂ)に示した流線の偏向角δとはく離領域１１が大きく
なって、翼列性能を著しく低下させる結果となる。
【００４５】すなわち、本実施例における、図１に示し
たｔ＜Ｂの条件を満足するように翼列を構成することに
よって高性能化が達成される。この関係を具体的に示し
たのが図４である。図４において、縦軸は翼列の性能を
示す翼形損失係数であり、横軸はΔｔ／ｔを示してい
る。ただし、Δｔ＝Ｂ−ｔである。
たｔ＜Ｂの条件を満足するように翼列を構成することに
よって高性能化が達成される。この関係を具体的に示し
たのが図４である。図４において、縦軸は翼列の性能を
示す翼形損失係数であり、横軸はΔｔ／ｔを示してい
る。ただし、Δｔ＝Ｂ−ｔである。
【００４６】また、図中の３本の翼入口角βm、すなわ
ち(βm)1、(βm)2及び(βm)3の曲線は、(βm)1＞(βm)2
＞(βm)3の場合であるが、翼入口角βmによって翼形損
失係数の特性の相違することを示すものであり、いずれ
の翼入口角βmにおいても上に凹となり、最小翼形損失
係数は、翼入口角βmが大きいほど小さく、Δｔ／ｔの
値は小さいほうに移行する特性を有している。
ち(βm)1、(βm)2及び(βm)3の曲線は、(βm)1＞(βm)2
＞(βm)3の場合であるが、翼入口角βmによって翼形損
失係数の特性の相違することを示すものであり、いずれ
の翼入口角βmにおいても上に凹となり、最小翼形損失
係数は、翼入口角βmが大きいほど小さく、Δｔ／ｔの
値は小さいほうに移行する特性を有している。
【００４７】最小翼形損失係数が最小値となるときのΔ
ｔ／ｔをΔｔ／ｔの最適値、すなわち(Δｔ／ｔ)0とし
て、(Δｔ／ｔ)0と翼入口角βmとの関係で示すと、図５
のようになり、本実施例の範囲である翼入口角βmが９
０[度]以上では、（Δｔ／ｔ）0が０．０１〜０．３０
の範囲にあって、翼入口角βmが９０°よりも大きくな
るにつれて、(Δｔ／ｔ)0の値は小さくなる。更に具体
的には、図５の最適線は、
ｔ／ｔをΔｔ／ｔの最適値、すなわち(Δｔ／ｔ)0とし
て、(Δｔ／ｔ)0と翼入口角βmとの関係で示すと、図５
のようになり、本実施例の範囲である翼入口角βmが９
０[度]以上では、（Δｔ／ｔ）0が０．０１〜０．３０
の範囲にあって、翼入口角βmが９０°よりも大きくな
るにつれて、(Δｔ／ｔ)0の値は小さくなる。更に具体
的には、図５の最適線は、
【００４８】
【数３】 βｍ[度]＝９０[度]＋２３３．４{０．３−(Ｂ−ｔ)/ｔ}[度]……（１） の関係にある。
【００４９】また、図４に示した翼形損失係数の特徴に
おいて、翼入口角βmが大きいほど、Δｔ／ｔの大きい
値における損失係数の増加量が少なくなることから、Δ
ｔ／ｔの適用範囲が広くなる。
おいて、翼入口角βmが大きいほど、Δｔ／ｔの大きい
値における損失係数の増加量が少なくなることから、Δ
ｔ／ｔの適用範囲が広くなる。
【００５０】しかし、Δｔ／ｔ＜０の範囲では、前述し
たように、翼列流路内に正常でない流れが発生するため
に、実用可能な範囲は図５の適用範囲になる。この適用
範囲としては、実質的な本発明の効果が得られるΔｔ／
ｔの範囲を０.０１〜０.３とし、また各Δｔ／ｔに対す
る翼入口角の適用範囲は、（１）式で示される最適線上
の翼入口角βmから、１８０[度]までの大きい範囲に規
定される。
たように、翼列流路内に正常でない流れが発生するため
に、実用可能な範囲は図５の適用範囲になる。この適用
範囲としては、実質的な本発明の効果が得られるΔｔ／
ｔの範囲を０.０１〜０.３とし、また各Δｔ／ｔに対す
る翼入口角の適用範囲は、（１）式で示される最適線上
の翼入口角βmから、１８０[度]までの大きい範囲に規
定される。
【００５１】なお、本実施例では、翼列性能を２０〜４
０％向上させることができた。
０％向上させることができた。
【００５２】
【発明の効果】本発明によれば、軸流タービンにおい
て、翼ピッチと、動翼の前縁と後縁との翼列軸方向寸法
を最適化することによって、動翼間の流路を良くし、翼
列の高性能化を図ることができる。これは、特に翼入口
角が９０度以上の翼列構成において効果的であり、翼列
性能を２０〜４０％向上させることができる。
て、翼ピッチと、動翼の前縁と後縁との翼列軸方向寸法
を最適化することによって、動翼間の流路を良くし、翼
列の高性能化を図ることができる。これは、特に翼入口
角が９０度以上の翼列構成において効果的であり、翼列
性能を２０〜４０％向上させることができる。
【図１】本発明の実施例と従来例における各翼列の説明
図である。
図である。
【図２】本発明の実施例と従来例における流れの説明図
である。
である。
【図３】本発明の実施例と従来例における翼型圧力係数
の説明図である。
の説明図である。
【図４】本発明の実施例の翼型損失係数の説明図であ
る。
る。
【図５】本発明の実施例の最適翼型構成に関する説明図
である。
である。
【図６】従来例の軸流タービンの動翼形状の説明図であ
る。
る。
【図７】従来例の翼長方向各位置の翼形の説明図であ
る。
る。
【図８】従来例の翼列の構成に関する説明図である。
【図９】従来例の翼入口角と翼出口角の説明図である。
【図１０】従来例の根元部と先端部の各翼列の説明図で
ある。
ある。
【図１１】従来例の翼形損失係数の説明図である。
【図１２】翼列構成例の比較に関する説明図である。
【図１３】翼列構成と流動状況との関係の説明図であ
る。
る。
【図１４】翼列構成と翼面圧力分布との関係の説明図で
ある。
ある。
１２…翼形部、βｍ…翼入口角、ｔ…翼ピッチ、Ｂ…翼
の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法。
の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸法。
フロントページの続き (72)発明者 山崎 義昭 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社 日立製作所機械研究所内 (56)参考文献 特開 昭57−105503（ＪＰ，Ａ) 特開 昭51−145008（ＪＰ，Ａ) 特開 昭52−133402（ＪＰ，Ａ) 米国特許3795462（ＵＳ，Ａ)
Claims (3)
- 【請求項１】 弾性流体が流入する方向に対応して形成
される翼入口角を有する軸流タービンの動翼において、前記翼入口角が、［９０＋２３３.４｛０.３−（Ｂ−
ｔ）／ｔ｝］度以上の範囲にある翼の部分を、動翼の翼
列のピッチをｔ、翼の前縁部と後縁部との翼列軸方向寸
法をＢとした場合、（Ｂ−ｔ）／ｔが、０.０１から０.
３までの範囲となるように形成したこ とを特徴とする軸
流タービンの動翼。 - 【請求項２】 弾性流体が流入する方向に対応して形成
される翼入口角を有する軸流タービンの動翼において、前記翼入口角が、［９０＋２３３.４｛０.３−（Ｂ−
ｔ）／ｔ｝］度から１８０度までの範囲にある翼の部分
を、動翼の翼列のピッチをｔ、翼の前縁部と後縁部との
翼列軸方向寸法をＢとした場合、（Ｂ−ｔ）／ｔが、
０.０１から０.３までの範囲となるように形成したこ と
を特徴とする軸流タービンの動翼。 - 【請求項３】 弾性流体が流入する方向に対応して形成
される翼入口角を有する軸流タービンの動翼において、前記翼入口角をβｍ、動翼の翼列のピッチをｔ、翼の前
縁部と後縁部との翼列軸方向寸法をＢとした場合、βｍ
と（Ｂ−ｔ）／ｔとの間に次式、すなわち、 【数１】 βｍ〔度〕＝９０〔度〕＋２３３.４｛０.３−（Ｂ−ｔ）／ｔ｝〔度〕 の関係にある翼の部分を、（Ｂ−ｔ）／ｔが、０.０１
から０.３までの範囲となるように形成したこ とを特徴
とする軸流タービンの動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4156585A JP2710729B2 (ja) | 1992-06-16 | 1992-06-16 | 軸流タービンの動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4156585A JP2710729B2 (ja) | 1992-06-16 | 1992-06-16 | 軸流タービンの動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH062501A JPH062501A (ja) | 1994-01-11 |
| JP2710729B2 true JP2710729B2 (ja) | 1998-02-10 |
Family
ID=15630984
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4156585A Expired - Lifetime JP2710729B2 (ja) | 1992-06-16 | 1992-06-16 | 軸流タービンの動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2710729B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6887042B2 (en) | 2001-01-12 | 2005-05-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade structure in a gas turbine |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3795462A (en) | 1971-08-09 | 1974-03-05 | Westinghouse Electric Corp | Vibration dampening for long twisted turbine blades |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2524250A1 (de) * | 1975-05-31 | 1976-12-02 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Laufschaufelkranz grosser umfangsgeschwindigkeit fuer thermische, axial durchstroemte turbomaschinen |
| JPS52133402A (en) * | 1976-05-04 | 1977-11-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Vane structure of rotary machine |
| US4431376A (en) * | 1980-10-27 | 1984-02-14 | United Technologies Corporation | Airfoil shape for arrays of airfoils |
-
1992
- 1992-06-16 JP JP4156585A patent/JP2710729B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3795462A (en) | 1971-08-09 | 1974-03-05 | Westinghouse Electric Corp | Vibration dampening for long twisted turbine blades |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6887042B2 (en) | 2001-01-12 | 2005-05-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade structure in a gas turbine |
| US7229248B2 (en) | 2001-01-12 | 2007-06-12 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade structure in a gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH062501A (ja) | 1994-01-11 |
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