JP3785013B2 - タービン動翼 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はタービン動翼に関し、特に軸流衝動タービンに適用して有用なものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５は、従来技術に係る軸流衝動タービンのタービン動翼を、静翼とともに示す模式図である。同図に示すように、タービン動翼１は、その多数枚が羽根車（図示せず。）の周方向に亘り配設してある。静翼２は、その多数枚が当該軸流衝動タービンのケーシング（図示せず。）に固定された固定翼であり、タービン動翼１に高速・高圧の流体（例えば蒸気）を供給するノズルとして機能する。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
今回、この種の軸流衝動タービンにおける流速解析を行っている際、重要な現象が発生していることに気がついた。すなわち、この種のタービンにおいては、その静翼２の後縁２ａの後方に、静翼ウェーク３（図中の網点部分）と呼称される帯状に伸びる流速が遅い領域が形成されるということは従来より知られていたが、当該タービンの回転に伴い、静翼ウェーク３をタービン動翼１が切る度にタービン動翼１の背面部１ａに急峻に立ち上がる流体の高速域（図中の×印のハッチング部分）４が発生していることが判明した。これは、流速が速い主流に対して、静翼ウェーク３が実効的な壁として機能しているからであると考えられる。この結果、タービン動翼１の回転移動（このときの回転移動方向を図中に矢印Ａで示す。）に伴いタービン動翼１が静翼ウェーク３に接近すると、静翼ウェーク３と当該タービン動翼１との間に実効的に流路の狭窄部が形成され、当該タービン動翼１の背面部に時間の経過とともに急峻に立ち上がる流体の高速域４ができてしまう。なお、このような静翼ウェーク３は各静翼２の後方にそれぞれ形成され、これに対応して高速域４も形成されるが、図には１個のみを代表して示している。
【０００４】
上述の如き、静翼ウェーク３が接近する瞬間に流速が急峻に上昇する、非定常的な高速域４がタービン動翼１の背面部１ａに形成されると、この部分でのタービン損失が大となる。流体の流路に壁が臨んでいると、そこに流速の差の分の摩擦ができ、この摩擦で流体の運動エネルギーが熱に変わるからである。すなわち、全圧損失が発生する。この結果、当該タービンの効率が低下するという問題を生起する。
【０００５】
本発明は、上記従来技術に鑑み、非定常的に流速が急峻に上昇するのを抑制してタービンの高効率化に資することができるタービン動翼を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上述の如き目的を達成すべく、顕著な高速域４が形成される条件を考察したところ次の知見を得た。静翼ウェーク３の形状は静翼２の形状で一義的に決まり、またタービン動翼１は、静翼２から流出する流体の流出角度に基づき、タービン動翼１の前縁１ｂから後縁１ｄまでの円滑な流速分布を確保するという観点から、大体の流入角と背面部１ａ及び腹面部１ｃの形状とが決まる。この結果、従来技術に係るタービン動翼１では、タービン動翼１の前縁１ｂ部分における背面部１ａの形状が静翼ウェーク３に平行に形成されてしまうが、このようにタービン動翼１の背面部１ａの形状が静翼ウェーク３に平行に形成されてしまうことが非定常的に流速が急峻に上昇する最大の原因であると考えられる。背面部１ａの形状が、静翼ウェーク３に平行に形成されている場合に、静翼ウェーク３とタービン動翼１の背面部１ａとの間に最も顕著に流路の狭窄部が形成されるからである。
【０００７】
かかる知見に基づく本発明の構成は、次の点を特徴とする。
【０００９】
１） 羽根車の周方向に亘り多数配設され、固定翼である静翼（２）から出た流体を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼（１１）において、
このタービン動翼（１１）の前縁付近形状は、円の一部である円弧状の前縁（１１ｂ）と、この前縁（１１ｂ）の背面側につながる曲線状の背面部（１１ａ）と、前記前縁（１１ｂ）の腹面側につながる曲線状の腹面部（１１ｃ）とから構成され、
当該動翼（１１）の上流側に位置する静翼（２）の後縁から当該静翼（２）に隣接する静翼（２）の背面部迄の距離である喉幅をδ N 、隣接する静翼間の距離である静翼ピッチをＣ N とし、静翼（２）の幾何学的流出角α N を
α N ＝ｓｉｎ -1 （δ N ／Ｃ N ）
で定義するとき、
前記前縁（１１ｂ）及びこれの近傍部分における背面形状が、静翼ウェークと平行にならないように、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 1 ）と、当該タービンの回転軸と直角な直線（Ｌ 2 ）がなす角θを、
αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２°
としたこと。
本発明によれば、タービン動翼の前縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすことができるので、タービン動翼がその回転・移動に伴い静翼ウェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェークとの間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背面流速の増加を抑制することができることに加え、θの上限値を限定したことで、静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の幾何学的な関係を最適に確保した形状となる。
【００１０】
２） 上記１）に記載するタービン動翼において、
タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、
０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２
となるように構成したこと。
本発明によれば、上記１）に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状が薄肉となるので、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。
【００１１】
３） 上記１）に記載するタービン動翼において、
前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、
１３°＜βinc ＜２７°
となるように構成したこと。
本発明によれば、上記１）に記載する発明に加え、静翼ウェークにより特に流速の上昇が発生する前縁付近におけるタービン動翼の翼肉厚を薄くしているので、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。
【００１２】
４） 上記１）に記載するタービン動翼において、
タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、
０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２
となるように構成すると同時に、
前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβincとするとき、このβincが、
１３°＜βinc ＜２７°
となるように構成したこと。
本発明によれば、上記１）及び２）、３）に記載する発明の重畳的な作用を得る。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態を図面に基づき詳細に説明する。
【００１４】
本形態は静翼ウェークに対するタービン動翼の背面部の形状を工夫したものである。すなわち、静翼ウェークの角度に対して動翼の角度がどのようになるかが問題であるため、静翼の流出角に相当するパラメータとして幾何学的流出角αN を定義し、この幾何学的流出角αN に対する関係において、好ましいタービン動翼の形状を特定した。ここで、静翼２は、図５に示す従来技術のものと同一である。本形態は、かかる静翼２と組み合わせるタービン動翼として説明する。
【００１５】
図１は本発明の実施の形態に関連する図で、（ａ）は一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）は静翼の幾何学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）はその前縁部分を抽出して示す部分図である。
【００１６】
図１（ａ）において、１１はタービン動翼、１１ａは背面部、１１ｂは前縁、１１ｃは腹面部、１１ｄは後縁である。かかるタービン動翼１１は、図５に示すような位置関係でその多数枚が静翼２に対向して羽根車（図示せず。）の周方向に亘り配設されている。かくして、静翼２から出た流体を作用させ、羽根車に回転力を伝達するようになっている。ここで、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の背面部１１ａの接線Ｌ1 と、当該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2 がなす角をθ、静翼２の幾何学的流出角をαN とするとき、前記θは次式（１）の範囲のものとした。
αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° ・・・（１）
【００１７】
さらに好ましくは、次式（２）の範囲である。
αN ＋５°＜θ＜αN ＋７° ・・・（２）
【００１８】
ここで、静翼２の幾何学的流出角αN は次のようにして定義される角度である。図１（ｂ）に示すように、隣接する静翼２間の距離である静翼ピッチをＣN 、隣接する静翼２の１つの後縁２ａと他の静翼２の背面部迄の距離である静翼喉幅をδN とするとき、αN は、αN ＝ｓｉｎ-1 (δN ／ＣN ）で与えられる。静翼喉幅δN を与える直線と幾何学的流出角αN を与える静翼２の接線とは近似的に直角であるとして取り扱うことができるからである。
【００１９】
なお、角度θの上述の如き数値限定の上限は次のような要素を加味して限定される。すなわち、先ず静翼２の幾何学的流出角αN が決まると、これに対応するタービン動翼１１の前縁１１ｂ部分の好ましい形状が決まる。かかる好ましい形状は、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の腹面部１１ｃの接線Ｌ3 と当該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2 とがなす角をθ’とすると、この角度θ’と、前記角度θとの和として与えられる。そこで、角度θが決まると、角度θ’と角度θとの和の範囲で角度θ’が決まる。すなわち、この和の角度を越えることはできない。
【００２０】
上述の如く角度θを限定したことにより、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの形状を静翼ウェーク３（図５参照、以下同じ。）からずらすことができる、すなわち両者が平行ではなくなるので、タービン動翼１１がその回転・移動に伴い静翼ウェーク３を切る際にその前縁１１ｂの背面部１１ａと静翼ウェーク３との間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背面流速の増加を抑制することができる。
【００２１】
図２は、上記実施の形態に係るタービン動翼１１の形状（図中の実線）を、図５に示す従来技術に係るタービン動翼１の形状（図中の点線）との比較において示す模式図である。同図を参照すれば明らかな通り、本形態に係るタービン動翼１１は、従来技術に係るタービン動翼１（図５参照、以下同じ。）に対し、その前縁１ｂの近傍部分の背面部１ａの形状を面取りしたような形状となっている。この結果、当該背面部１１ａの形状を静翼ウェークの向きからずらすことができる。ちなみに、従来技術に係るタービン動翼１では角度θは静翼２の幾何学的流出角αN とほぼ同一に形成されており、少なくとも角度θが（αN ＋２°）を越えることはない。
【００２２】
上述の如き角度θの数値限定により、タービン動翼１１の背面部１１ａの形状を静翼ウェーク３からずれた、平行でない形状とすることができるが、本形態では、さらに次のような数値も限定している。
【００２３】
図１（ａ）に示すタービン動翼１１の形状に内接する２点鎖線で示す円は、その直径が当該部分におけるタービン動翼１１の翼厚を示している。この場合のタービン動翼１１の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼１１の前縁１１ｂと後縁１１ｄとの間の直線距離である翼幅をＷとするとき、両者の比Ｔmax ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２、さらに好ましくは０．３４＜Ｔmax ／Ｗ＜０．３８、となるように構成した。このことにより、タービン動翼１１の翼形状が薄肉となるので、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。ちなみに、従来技術におけるタービン動翼１における比Ｔmax ／Ｗは０．４２を越えている。
【００２４】
さらに、本形態においては次のような数値も限定している。すなわち、図１（ｃ）に示すように、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの接線Ｌ4 と、腹面部１１ｃの接線Ｌ5 とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成した。このことにより、静翼ウェーク３により特に流速の上昇が発生する前縁１１ｂの近傍部分におけるタービン動翼１１の翼肉厚を薄くしているので、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。ちなみに、従来技術におけるタービン動翼１における角度βinc は２７°を越えている。
【００２５】
なお、比Ｔmax ／Ｗ及び角度βinc の下限値は、タービン動翼１１の前縁１１ｂから後縁１１ｄに至る経路に円滑な流速分布を形成するための条件に規制されてタービン動翼１１の翼厚が限定される結果、所定の翼厚を得るべく決定したものである。
【００２６】
上述の如き本形態に係るタービン動翼１１を有するタービンにおいては、タービン動翼１１の背面部１１ａの形状が静翼ウェーク３と平行ではないので、タービン動翼１１の回転・移動に伴いタービン動翼１１が静翼ウェーク３を切っても両者の間の流路を比較的大きく確保することができるので、当該流路部分に急峻に立ち上がる流速の高速域４（図５参照）が形成されることはない。また、比Ｔmax ／Ｗ及び角度βinc の最適化を図り、隣接するタービン動翼１１間の平均流速を低減したので、この点でも前記高速域４の発生を防止し得る。
【００２７】
図３は、上記実施の形態に係るタービン動翼１１の翼面流速分布特性（実線）を、従来技術に係るタービン動翼のそれ（点線）との比較において示す特性図である。また、図４は、上記実施の形態に係るタービン動翼１１を有するタービンのタービン温度効率（実線）を、従来技術に係るタービン動翼を有するタービンのそれ（点線）との比較において示す特性図である。図３を参照すれば、タービン動翼１１の前縁１１ｂ近傍の背面部１１ａで顕著な流速の低下が見られることが分かる。また、図４を参照すれば、一周期の何れの瞬間でもタービン効率が向上しており、当然一周期の平均的な効率は顕著に向上する。ここで、図４の一周期とは、一枚のタービン動翼１１が一個の静翼ウェーク３を切った瞬間から次の静翼ウェーク３を切るまでの間をいう。なお、図３及び図４に示す場合の、諸元は次の通りである。角度θ＝２１．９°、比Ｔmax ／Ｗ＝０．３８、角度βinc ＝２４．３°。
【００２８】
なお、上記実施の形態におけるタービン動翼１１は衝動タービンのタービン動翼として説明したが、これに限るものではない。ただ、流入角が小さく、背面部の形状が静翼ウェークと平行になりがちな衝動タービンに適用して特に有用なものとなる。
【００３０】
【発明の効果】
以上実施の形態とともに具体的に説明した通り、〔請求項１〕に記載する発明は、羽根車の周方向に亘り多数配設され、固定翼である静翼（２）から出た流体を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼（１１）において、このタービン動翼（１１）の前縁付近形状は、円の一部である円弧状の前縁（１１ｂ）と、この前縁（１１ｂ）の背面側につながる曲線状の背面部（１１ａ）と、前記前縁（１１ｂ）の腹面側につながる曲線状の腹面部（１１ｃ）とから構成され、当該動翼（１１）の上流側に位置する静翼（２）の後縁から当該静翼（２）に隣接する静翼（２）の背面部迄の距離である喉幅をδ N 、隣接する静翼間の距離である静翼ピッチをＣ N とし、静翼（２）の幾何学的流出角α N をα N ＝ｓｉｎ -1 （δ N ／Ｃ N ）で定義するとき、前記前縁（１１ｂ）及びこれの近傍部分における背面形状が、静翼ウェークと平行にならないように、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 1 ）と、当該タービンの回転軸と直角な直線（Ｌ 2 ）がなす角θを、αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２°としたので、タービン動翼の前縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすことができ、タービン動翼がその回転・移動に伴い静翼ウェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェークとの間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背面流速の増加を抑制することができ、この結果、タービン動翼の移動に伴い、このタービン動翼が静翼ウェークを周期的に切っても、流速の部分的な高速域を除去して、この部分での全圧損失を除去し、タービンの高効率化に資することができることに加え、θの上限値を設定したことで、静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の幾何学的な関係を最適に確保した形状となる。
この結果、他の特性を犠牲にすることなくタービンの高効率化に資することができる。
【００３１】
〔請求項２〕に記載する発明は、〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２となるように構成したので、上記〔請求項１〕に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状が薄肉となるので、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。 この結果、さらに良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部間の流速の高速域を除去して、タービン効率の更なる向上に資することができる。
【００３２】
〔請求項３〕に記載する発明は、上記〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成したので、上記〔請求項１〕に記載する発明に加え、静翼ウェークにより特に流速の上昇が発生する前縁付近におけるタービン動翼の翼肉厚が薄くなり、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。
この結果、さらに良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部間の流速の高速域を除去して、タービンの効率化の更なる向上に資することができる。
【００３３】
〔請求項４〕に記載する発明は、〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２となるように構成すると同時に、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβincとするとき、このβincが、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成したので、〔請求項１〕と〔請求項２〕及び〔請求項３〕に記載する発明の重畳的な作用を発揮させることができる。
この結果、最も顕著にタービン効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に関連する図で、（ａ）は一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）は静翼の幾何学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）はその前縁部分を抽出して示す部分図である。
【図２】本発明の実施の形態に係る二枚のタービン動翼の形状（実線）を、従来技術に係るその形状（点線）との比較において示す模式図である。
【図３】本発明の実施の形態に係るタービン動翼の翼面流速分布特性（実線）を、従来技術に係るタービン動翼のそれ（点線）との比較において示す特性図である。
【図４】本発明の実施の形態に係るタービン動翼を有するタービンのタービン温度効率（実線）を、従来技術に係るタービン動翼を有するタービンのそれ（点線）との比較において示す特性図である。
【図５】従来技術に係る軸流衝動タービンのタービン動翼を、静翼とともに示す模式図である。
【符号の説明】
２ 静翼
３ 静翼ウェーク
１１ タービン動翼
１１ａ 背面部
１１ｂ 前縁
【発明の属する技術分野】
本発明はタービン動翼に関し、特に軸流衝動タービンに適用して有用なものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５は、従来技術に係る軸流衝動タービンのタービン動翼を、静翼とともに示す模式図である。同図に示すように、タービン動翼１は、その多数枚が羽根車（図示せず。）の周方向に亘り配設してある。静翼２は、その多数枚が当該軸流衝動タービンのケーシング（図示せず。）に固定された固定翼であり、タービン動翼１に高速・高圧の流体（例えば蒸気）を供給するノズルとして機能する。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
今回、この種の軸流衝動タービンにおける流速解析を行っている際、重要な現象が発生していることに気がついた。すなわち、この種のタービンにおいては、その静翼２の後縁２ａの後方に、静翼ウェーク３（図中の網点部分）と呼称される帯状に伸びる流速が遅い領域が形成されるということは従来より知られていたが、当該タービンの回転に伴い、静翼ウェーク３をタービン動翼１が切る度にタービン動翼１の背面部１ａに急峻に立ち上がる流体の高速域（図中の×印のハッチング部分）４が発生していることが判明した。これは、流速が速い主流に対して、静翼ウェーク３が実効的な壁として機能しているからであると考えられる。この結果、タービン動翼１の回転移動（このときの回転移動方向を図中に矢印Ａで示す。）に伴いタービン動翼１が静翼ウェーク３に接近すると、静翼ウェーク３と当該タービン動翼１との間に実効的に流路の狭窄部が形成され、当該タービン動翼１の背面部に時間の経過とともに急峻に立ち上がる流体の高速域４ができてしまう。なお、このような静翼ウェーク３は各静翼２の後方にそれぞれ形成され、これに対応して高速域４も形成されるが、図には１個のみを代表して示している。
【０００４】
上述の如き、静翼ウェーク３が接近する瞬間に流速が急峻に上昇する、非定常的な高速域４がタービン動翼１の背面部１ａに形成されると、この部分でのタービン損失が大となる。流体の流路に壁が臨んでいると、そこに流速の差の分の摩擦ができ、この摩擦で流体の運動エネルギーが熱に変わるからである。すなわち、全圧損失が発生する。この結果、当該タービンの効率が低下するという問題を生起する。
【０００５】
本発明は、上記従来技術に鑑み、非定常的に流速が急峻に上昇するのを抑制してタービンの高効率化に資することができるタービン動翼を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上述の如き目的を達成すべく、顕著な高速域４が形成される条件を考察したところ次の知見を得た。静翼ウェーク３の形状は静翼２の形状で一義的に決まり、またタービン動翼１は、静翼２から流出する流体の流出角度に基づき、タービン動翼１の前縁１ｂから後縁１ｄまでの円滑な流速分布を確保するという観点から、大体の流入角と背面部１ａ及び腹面部１ｃの形状とが決まる。この結果、従来技術に係るタービン動翼１では、タービン動翼１の前縁１ｂ部分における背面部１ａの形状が静翼ウェーク３に平行に形成されてしまうが、このようにタービン動翼１の背面部１ａの形状が静翼ウェーク３に平行に形成されてしまうことが非定常的に流速が急峻に上昇する最大の原因であると考えられる。背面部１ａの形状が、静翼ウェーク３に平行に形成されている場合に、静翼ウェーク３とタービン動翼１の背面部１ａとの間に最も顕著に流路の狭窄部が形成されるからである。
【０００７】
かかる知見に基づく本発明の構成は、次の点を特徴とする。
【０００９】
１） 羽根車の周方向に亘り多数配設され、固定翼である静翼（２）から出た流体を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼（１１）において、
このタービン動翼（１１）の前縁付近形状は、円の一部である円弧状の前縁（１１ｂ）と、この前縁（１１ｂ）の背面側につながる曲線状の背面部（１１ａ）と、前記前縁（１１ｂ）の腹面側につながる曲線状の腹面部（１１ｃ）とから構成され、
当該動翼（１１）の上流側に位置する静翼（２）の後縁から当該静翼（２）に隣接する静翼（２）の背面部迄の距離である喉幅をδ N 、隣接する静翼間の距離である静翼ピッチをＣ N とし、静翼（２）の幾何学的流出角α N を
α N ＝ｓｉｎ -1 （δ N ／Ｃ N ）
で定義するとき、
前記前縁（１１ｂ）及びこれの近傍部分における背面形状が、静翼ウェークと平行にならないように、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 1 ）と、当該タービンの回転軸と直角な直線（Ｌ 2 ）がなす角θを、
αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２°
としたこと。
本発明によれば、タービン動翼の前縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすことができるので、タービン動翼がその回転・移動に伴い静翼ウェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェークとの間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背面流速の増加を抑制することができることに加え、θの上限値を限定したことで、静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の幾何学的な関係を最適に確保した形状となる。
【００１０】
２） 上記１）に記載するタービン動翼において、
タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、
０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２
となるように構成したこと。
本発明によれば、上記１）に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状が薄肉となるので、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。
【００１１】
３） 上記１）に記載するタービン動翼において、
前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、
１３°＜βinc ＜２７°
となるように構成したこと。
本発明によれば、上記１）に記載する発明に加え、静翼ウェークにより特に流速の上昇が発生する前縁付近におけるタービン動翼の翼肉厚を薄くしているので、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。
【００１２】
４） 上記１）に記載するタービン動翼において、
タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、
０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２
となるように構成すると同時に、
前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβincとするとき、このβincが、
１３°＜βinc ＜２７°
となるように構成したこと。
本発明によれば、上記１）及び２）、３）に記載する発明の重畳的な作用を得る。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態を図面に基づき詳細に説明する。
【００１４】
本形態は静翼ウェークに対するタービン動翼の背面部の形状を工夫したものである。すなわち、静翼ウェークの角度に対して動翼の角度がどのようになるかが問題であるため、静翼の流出角に相当するパラメータとして幾何学的流出角αN を定義し、この幾何学的流出角αN に対する関係において、好ましいタービン動翼の形状を特定した。ここで、静翼２は、図５に示す従来技術のものと同一である。本形態は、かかる静翼２と組み合わせるタービン動翼として説明する。
【００１５】
図１は本発明の実施の形態に関連する図で、（ａ）は一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）は静翼の幾何学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）はその前縁部分を抽出して示す部分図である。
【００１６】
図１（ａ）において、１１はタービン動翼、１１ａは背面部、１１ｂは前縁、１１ｃは腹面部、１１ｄは後縁である。かかるタービン動翼１１は、図５に示すような位置関係でその多数枚が静翼２に対向して羽根車（図示せず。）の周方向に亘り配設されている。かくして、静翼２から出た流体を作用させ、羽根車に回転力を伝達するようになっている。ここで、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の背面部１１ａの接線Ｌ1 と、当該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2 がなす角をθ、静翼２の幾何学的流出角をαN とするとき、前記θは次式（１）の範囲のものとした。
αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° ・・・（１）
【００１７】
さらに好ましくは、次式（２）の範囲である。
αN ＋５°＜θ＜αN ＋７° ・・・（２）
【００１８】
ここで、静翼２の幾何学的流出角αN は次のようにして定義される角度である。図１（ｂ）に示すように、隣接する静翼２間の距離である静翼ピッチをＣN 、隣接する静翼２の１つの後縁２ａと他の静翼２の背面部迄の距離である静翼喉幅をδN とするとき、αN は、αN ＝ｓｉｎ-1 (δN ／ＣN ）で与えられる。静翼喉幅δN を与える直線と幾何学的流出角αN を与える静翼２の接線とは近似的に直角であるとして取り扱うことができるからである。
【００１９】
なお、角度θの上述の如き数値限定の上限は次のような要素を加味して限定される。すなわち、先ず静翼２の幾何学的流出角αN が決まると、これに対応するタービン動翼１１の前縁１１ｂ部分の好ましい形状が決まる。かかる好ましい形状は、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の腹面部１１ｃの接線Ｌ3 と当該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2 とがなす角をθ’とすると、この角度θ’と、前記角度θとの和として与えられる。そこで、角度θが決まると、角度θ’と角度θとの和の範囲で角度θ’が決まる。すなわち、この和の角度を越えることはできない。
【００２０】
上述の如く角度θを限定したことにより、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの形状を静翼ウェーク３（図５参照、以下同じ。）からずらすことができる、すなわち両者が平行ではなくなるので、タービン動翼１１がその回転・移動に伴い静翼ウェーク３を切る際にその前縁１１ｂの背面部１１ａと静翼ウェーク３との間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背面流速の増加を抑制することができる。
【００２１】
図２は、上記実施の形態に係るタービン動翼１１の形状（図中の実線）を、図５に示す従来技術に係るタービン動翼１の形状（図中の点線）との比較において示す模式図である。同図を参照すれば明らかな通り、本形態に係るタービン動翼１１は、従来技術に係るタービン動翼１（図５参照、以下同じ。）に対し、その前縁１ｂの近傍部分の背面部１ａの形状を面取りしたような形状となっている。この結果、当該背面部１１ａの形状を静翼ウェークの向きからずらすことができる。ちなみに、従来技術に係るタービン動翼１では角度θは静翼２の幾何学的流出角αN とほぼ同一に形成されており、少なくとも角度θが（αN ＋２°）を越えることはない。
【００２２】
上述の如き角度θの数値限定により、タービン動翼１１の背面部１１ａの形状を静翼ウェーク３からずれた、平行でない形状とすることができるが、本形態では、さらに次のような数値も限定している。
【００２３】
図１（ａ）に示すタービン動翼１１の形状に内接する２点鎖線で示す円は、その直径が当該部分におけるタービン動翼１１の翼厚を示している。この場合のタービン動翼１１の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼１１の前縁１１ｂと後縁１１ｄとの間の直線距離である翼幅をＷとするとき、両者の比Ｔmax ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２、さらに好ましくは０．３４＜Ｔmax ／Ｗ＜０．３８、となるように構成した。このことにより、タービン動翼１１の翼形状が薄肉となるので、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。ちなみに、従来技術におけるタービン動翼１における比Ｔmax ／Ｗは０．４２を越えている。
【００２４】
さらに、本形態においては次のような数値も限定している。すなわち、図１（ｃ）に示すように、タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの接線Ｌ4 と、腹面部１１ｃの接線Ｌ5 とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成した。このことにより、静翼ウェーク３により特に流速の上昇が発生する前縁１１ｂの近傍部分におけるタービン動翼１１の翼肉厚を薄くしているので、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。ちなみに、従来技術におけるタービン動翼１における角度βinc は２７°を越えている。
【００２５】
なお、比Ｔmax ／Ｗ及び角度βinc の下限値は、タービン動翼１１の前縁１１ｂから後縁１１ｄに至る経路に円滑な流速分布を形成するための条件に規制されてタービン動翼１１の翼厚が限定される結果、所定の翼厚を得るべく決定したものである。
【００２６】
上述の如き本形態に係るタービン動翼１１を有するタービンにおいては、タービン動翼１１の背面部１１ａの形状が静翼ウェーク３と平行ではないので、タービン動翼１１の回転・移動に伴いタービン動翼１１が静翼ウェーク３を切っても両者の間の流路を比較的大きく確保することができるので、当該流路部分に急峻に立ち上がる流速の高速域４（図５参照）が形成されることはない。また、比Ｔmax ／Ｗ及び角度βinc の最適化を図り、隣接するタービン動翼１１間の平均流速を低減したので、この点でも前記高速域４の発生を防止し得る。
【００２７】
図３は、上記実施の形態に係るタービン動翼１１の翼面流速分布特性（実線）を、従来技術に係るタービン動翼のそれ（点線）との比較において示す特性図である。また、図４は、上記実施の形態に係るタービン動翼１１を有するタービンのタービン温度効率（実線）を、従来技術に係るタービン動翼を有するタービンのそれ（点線）との比較において示す特性図である。図３を参照すれば、タービン動翼１１の前縁１１ｂ近傍の背面部１１ａで顕著な流速の低下が見られることが分かる。また、図４を参照すれば、一周期の何れの瞬間でもタービン効率が向上しており、当然一周期の平均的な効率は顕著に向上する。ここで、図４の一周期とは、一枚のタービン動翼１１が一個の静翼ウェーク３を切った瞬間から次の静翼ウェーク３を切るまでの間をいう。なお、図３及び図４に示す場合の、諸元は次の通りである。角度θ＝２１．９°、比Ｔmax ／Ｗ＝０．３８、角度βinc ＝２４．３°。
【００２８】
なお、上記実施の形態におけるタービン動翼１１は衝動タービンのタービン動翼として説明したが、これに限るものではない。ただ、流入角が小さく、背面部の形状が静翼ウェークと平行になりがちな衝動タービンに適用して特に有用なものとなる。
【００３０】
【発明の効果】
以上実施の形態とともに具体的に説明した通り、〔請求項１〕に記載する発明は、羽根車の周方向に亘り多数配設され、固定翼である静翼（２）から出た流体を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼（１１）において、このタービン動翼（１１）の前縁付近形状は、円の一部である円弧状の前縁（１１ｂ）と、この前縁（１１ｂ）の背面側につながる曲線状の背面部（１１ａ）と、前記前縁（１１ｂ）の腹面側につながる曲線状の腹面部（１１ｃ）とから構成され、当該動翼（１１）の上流側に位置する静翼（２）の後縁から当該静翼（２）に隣接する静翼（２）の背面部迄の距離である喉幅をδ N 、隣接する静翼間の距離である静翼ピッチをＣ N とし、静翼（２）の幾何学的流出角α N をα N ＝ｓｉｎ -1 （δ N ／Ｃ N ）で定義するとき、前記前縁（１１ｂ）及びこれの近傍部分における背面形状が、静翼ウェークと平行にならないように、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 1 ）と、当該タービンの回転軸と直角な直線（Ｌ 2 ）がなす角θを、αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２°としたので、タービン動翼の前縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすことができ、タービン動翼がその回転・移動に伴い静翼ウェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェークとの間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背面流速の増加を抑制することができ、この結果、タービン動翼の移動に伴い、このタービン動翼が静翼ウェークを周期的に切っても、流速の部分的な高速域を除去して、この部分での全圧損失を除去し、タービンの高効率化に資することができることに加え、θの上限値を設定したことで、静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の幾何学的な関係を最適に確保した形状となる。
この結果、他の特性を犠牲にすることなくタービンの高効率化に資することができる。
【００３１】
〔請求項２〕に記載する発明は、〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２となるように構成したので、上記〔請求項１〕に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状が薄肉となるので、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。 この結果、さらに良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部間の流速の高速域を除去して、タービン効率の更なる向上に資することができる。
【００３２】
〔請求項３〕に記載する発明は、上記〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成したので、上記〔請求項１〕に記載する発明に加え、静翼ウェークにより特に流速の上昇が発生する前縁付近におけるタービン動翼の翼肉厚が薄くなり、隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減することができる。
この結果、さらに良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部間の流速の高速域を除去して、タービンの効率化の更なる向上に資することができる。
【００３３】
〔請求項４〕に記載する発明は、〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２となるように構成すると同時に、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβincとするとき、このβincが、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成したので、〔請求項１〕と〔請求項２〕及び〔請求項３〕に記載する発明の重畳的な作用を発揮させることができる。
この結果、最も顕著にタービン効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に関連する図で、（ａ）は一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）は静翼の幾何学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）はその前縁部分を抽出して示す部分図である。
【図２】本発明の実施の形態に係る二枚のタービン動翼の形状（実線）を、従来技術に係るその形状（点線）との比較において示す模式図である。
【図３】本発明の実施の形態に係るタービン動翼の翼面流速分布特性（実線）を、従来技術に係るタービン動翼のそれ（点線）との比較において示す特性図である。
【図４】本発明の実施の形態に係るタービン動翼を有するタービンのタービン温度効率（実線）を、従来技術に係るタービン動翼を有するタービンのそれ（点線）との比較において示す特性図である。
【図５】従来技術に係る軸流衝動タービンのタービン動翼を、静翼とともに示す模式図である。
【符号の説明】
２ 静翼
３ 静翼ウェーク
１１ タービン動翼
１１ａ 背面部
１１ｂ 前縁
Claims (4)
- 羽根車の周方向に亘り多数配設され、固定翼である静翼（２）から出た流体を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼（１１）において、
このタービン動翼（１１）の前縁付近形状は、円の一部である円弧状の前縁（１１ｂ）と、この前縁（１１ｂ）の背面側につながる曲線状の背面部（１１ａ）と、前記前縁（１１ｂ）の腹面側につながる曲線状の腹面部（１１ｃ）とから構成され、
当該動翼（１１）の上流側に位置する静翼（２）の後縁から当該静翼（２）に隣接する静翼（２）の背面部迄の距離である喉幅をδ N 、隣接する静翼間の距離である静翼ピッチをＣ N とし、静翼（２）の幾何学的流出角α N を
α N ＝ｓｉｎ -1 （δ N ／Ｃ N ）
で定義するとき、
前記前縁（１１ｂ）及びこれの近傍部分における背面形状が、静翼ウェークと平行にならないように、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 1 ）と、当該タービンの回転軸と直角な直線（Ｌ 2 ）がなす角θを、
αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２°
としたことを特徴とするタービン動翼。 - 〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、
タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、
０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２
となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。 - 〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、
前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβinc とするとき、このβinc が、
１３°＜βinc ＜２７°
となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。 - 〔請求項１〕に記載するタービン動翼において、
タービン動翼（１１）の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼（１１）の前縁（１１ｂ）と後縁（１１ｄ）との間のタービン回転軸方向の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax ／Ｗが、
０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２
となるように構成すると同時に、
前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記背面部（１１ａ）とがつながる位置における接線（Ｌ 4 ）と、前記円弧状の前縁（１１ｂ）と前記腹面部（１１ｃ）とがつながる位置における接線（Ｌ 5 ）とがなす角をβincとするとき、このβincが、
１３°＜βinc ＜２７°
となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。
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| BE410352A (ja) * | 1927-06-30 | |||
| US2258793A (en) * | 1940-03-19 | 1941-10-14 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Elastic-fluid turbine |
| US2258795A (en) * | 1941-06-14 | 1941-10-14 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Elastic-fluid turbine |
| NL82691C (ja) * | 1951-01-23 | |||
| NL300321A (ja) * | 1962-11-30 | |||
| US3475108A (en) * | 1968-02-14 | 1969-10-28 | Siemens Ag | Blade structure for turbines |
| US3776363A (en) * | 1971-05-10 | 1973-12-04 | A Kuethe | Control of noise and instabilities in jet engines, compressors, turbines, heat exchangers and the like |
| CH557468A (de) * | 1973-04-30 | 1974-12-31 | Bbc Brown Boveri & Cie | Turbine axialer bauart. |
| US4131387A (en) * | 1976-02-27 | 1978-12-26 | General Electric Company | Curved blade turbomachinery noise reduction |
| JPS55123301A (en) * | 1979-03-16 | 1980-09-22 | Hitachi Ltd | Turbine blade |
| DE3029082C2 (de) * | 1980-07-31 | 1982-10-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
| JPS5765802A (en) * | 1980-10-06 | 1982-04-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Fluid turbine |
| US4431376A (en) * | 1980-10-27 | 1984-02-14 | United Technologies Corporation | Airfoil shape for arrays of airfoils |
| US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
| US5277549A (en) * | 1992-03-16 | 1994-01-11 | Westinghouse Electric Corp. | Controlled reaction L-2R steam turbine blade |
| KR950007521B1 (ko) * | 1992-08-14 | 1995-07-11 | 엘지전자주식회사 | 시로코우 팬 |
| DE4228879A1 (de) * | 1992-08-29 | 1994-03-03 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Turbine |
| US5486091A (en) * | 1994-04-19 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil clocking |
| JP3621216B2 (ja) * | 1996-12-05 | 2005-02-16 | 株式会社東芝 | タービンノズル |
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