JP4346412B2 - タービン翼列装置 - Google Patents

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Description

本発明は、タービン翼列装置に係り、特に翼体の根元部（翼ルート部）および翼頂部（翼チップ部）のうち、少なくともいずれか一方に改良を加えて二次流れに基づく二次流れ損失の低減化を図るタービン翼列装置に関する。
最近の蒸気タービンやガスタービン等の軸流流体機械では、翼列性能の強化が見直されており、その一つに二次流れに基づく二次流れ損失がある。
この二次流れに基づく二次流れ損失は、翼型の形状によって定まるプロファィル損失に匹敵するほど大きな損失になっている。
ここに、二次流れは、以下に示すメカニズムに基づいて発生するものと考えられている。
図２７は、例えば、文献「ガスタービンの基礎と実際」（三輪著、平成元年３月１８日発行、（株）成文堂書店、１１９ページ）から引用した二次流れの発生メカニズムを説明する概念図である。
なお、図２７は、タービンノズルを例示とするものであり、翼体の後縁側から見た概念図である。
図２７で示した一方の翼体１ａと隣接する他方の翼体１ｂとで形成する翼列２と、翼体１ａ，１ｂの頂部と根元部とを支持する壁面３ａ，３ｂとの間に設けられた流路４に流入する作動流体、例えば蒸気は、流路４を通過するとき、円弧状に曲げられて次の翼列に流入する。
このとき、隣接する他方の翼体１ｂの背側５から一方の翼体１ａの腹側６に向って遠心力が発生する。この遠心力とバランスさせるために、一方の翼体１ａの腹側６の静圧は高くなっている。反面、隣接する他方の翼体１ｂの背側５は、作動流体の流速が大きいため、静圧が低くなっている。
このため、流路４には、一方の翼体１ａの腹側６から隣接する他方の翼体１ｂの背側５に向って圧力勾配が生じる。この圧力勾配は、翼体１ａ，１ｂの根元部側および頂部側のそれぞれに生成される境界層にも生じている。
しかし、境界層は、流速が遅く、遠心力も小さいため、一方の翼体１ａの腹側６から隣接する他方の翼体１ｂの背側５への圧力勾配に抗しきれず、腹側６から背側５に向って流れる、いわゆる二次流れが生じる。この二次流れには、作動流体が翼体１ａ，１ｂの前縁７ａ，７ｂに衝突したときに生成される、いわゆる馬蹄渦８ａ，８ｂの一部が含まれている。
馬蹄渦８ａ，８ｂは、流路４を横切って隣接する翼体１ｂの背側５に向ってパッセージ渦９となって流れ、隣接する他方の翼体１ｂの背側５に至るとき、コーナ渦１０と干渉しながら境界層を巻き上げる。これが、いわゆる二次流れ渦である。
この二次流れ渦は、主流（駆動流体）の流れを乱し、翼列効率低下の要因になっていた。
図２８は、二次流れが翼列効率低下にどのような影響を与えているかを３次元数値流体解析から得た損失線図である。なお、図中、縦軸は翼体の高さを、また、横軸は全圧をそれぞれ示している。
３次元数値流体解析から、翼根元部および翼頂部のそれぞれの側には、一方の翼体１ａの腹側６から隣接する他方の翼体１ｂの背側５に向って流れるねいわゆる二次流れの発生していることが認められた。
また、３次元数値流体解析を仔細に観察してみると、上述のパッセージ渦９ａ，９ｂが隣接する他方の翼１ｂで巻き上がることによって生じる二次流れ渦と、もともと翼体１ａ，１ｂの前縁７ａ，７ｂで衝突して生成され、背側５に沿って流れる馬蹄渦８ａ，８ｂとが合流する領域（図２８中のＡ領域、Ｂ領域）で著しく全圧損失が大きくなっていることもわかった。
このように、二次流れのメカニズムが究明され、二次流れのメカニズムの究明に伴って二次流れに基づく翼列の効率低下を抑制する技術として、例えば、特開平１−１０６９０３号公報、特開平４−１２４４０６号公報、特開平９−１１２２０３号公報、特開２０００−２３０４０３号公報等、数多くの技術が開示されている。
特開平１−１０６９０３号公報 特開平４−１２４４０６号公報 特開平９−１１２２０３号公報 特開２０００−２３０４０３号公報
最近、翼体１ａ，１ｂの前縁７ａ，７ｂと壁面３ａ，３ｂとの接続部分の周囲の淀み領域に嘴（ｃｕｓｐ）状の突出し片を設けてパッセージ渦９ａ，９ｂの強さを抑制して二次流れ損失の低減化を図った技術が米国特許第６，４１９，４４６号明細書に開示されている。
翼体１ａ，１ｂの前縁７ａ，７ｂと壁面３ａ，３ｂとの接続部分の周囲の淀み領域に嘴状の突出し片を設けると、この部分で作動流体が加速され、加速された作動流体の流れにより馬蹄渦８ａ，８ｂが打ち消され、パッセージ渦９ａ，９ｂの強さが弱まることが文献「Controlling Secondary-Flow Structure by Leading-Edge Airfoil Fillet and Inlet Swirl to Reduce Aerc-dynamic Loss and Surface Heat Transfers (Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002, June 3-6, 2002 Amsterdam the Notheilands, GT-2002-30529)で報告されている。
また、この文献によれば、丸みを帯びた（ラウンド型）カスプ状の突出し片の効果にも言及しており、カスプ状の突出し片は、馬蹄渦８ａ，８ｂを翼体１ａ，１ｂの前縁７ａ，７ｂから遠ざける作用を備えているので、パッセージ渦９ａ，９ｂの強さを弱め、翼列損失の低減化を図ることができるが、この条件としてラウンド型カスプ状の突出し片の稜線（分離線）と作動流体の淀み点（作動流体の翼体の前縁への衝突部分）とが一致していることが必要である、と報告されている。
しかし、作動流体の翼体１ａ，１ｂへの流入は、負荷（出力）の変動に伴って流量が増減するので、その入射角を制御することが難しい。特に、起動運転時や部分負荷運転時では、作動流体の入射角の制御が難しい。
このため、上述米国特許第６，４１９，４６６号明細書に記載された技術よりも適用範囲をより一層広くし、作動流体の流量変動があり、ラウンド型カスプ状の突出し片の稜線と作動流体の淀み点とが一致しない場合であっても二次流れ損失の低減が図れるタービン翼列の実現が望まれていた。
本発明は、このような事情に基づいてなされたものであり、作動流体の流量が変動し、これに伴って作動流体の翼体の前縁への入射角が変動しても二次流れに基づく二次流れ損失の低減化が図れるタービン翼列装置を提供することを目的とする。
本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項１に記載したように、根元部側および頂部側のうち少なくともいずれか一方を壁面に支持され、周方向に沿って列状に配置された翼体と、前記翼体の前縁と前記壁面との間の角部に、上流側に向って延びるように覆設され、上流側から前記翼体の前記前縁の高さ方向に向うとともに、前記翼体の前記前縁に衝突する作動流体の淀み点を基準に前記翼体の腹側および背側のそれぞれに向って扇状に延びる凹曲面状の***部として形成された被覆部と、を備え、前記被覆部は、上流側の据部分から前記翼体の前記前縁に向う距離をＬｏ、前記壁面から前記前縁の高さ方向に向う距離をＨｏ、作動流体の定常運転状態での境界層の厚さをＴとするとき、Ｌｏ＝（２〜５）Ｈｏの範囲に設定するとともに、Ｈｏ＝（０．５〜２．０）Ｔの範囲に設定し、かつ、前記翼体の前記前縁に衝突する作動流体の定常運転状態での淀み点を基準とした角度θ＝±１５°〜±６０°の範囲で扇状に延びるものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項２に記載したように、前記被覆部は、前記翼体の前記根元部側および前記頂部側のうち、少なくともいずれか一方に備えたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項３に記載したように、前記被覆部は、前記***部を予め別体として作製しておいた被覆接続片で構成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項４に記載したように、前記被覆部は、前記翼体との一体削り出し片および溶接施工による肉盛部で構成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項５に記載したように、前記被覆部は、溶接施工による肉盛部で構成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項６に記載したように、前記翼体の前記根元部側を支持する壁面は、前記翼体の前縁から上流側に向って拡開された直線状の傾斜面に形成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項７に記載したように、前記翼体の前記根元部側を支持する壁面は、前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向って拡開された傾斜曲面に形成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項８に記載したように、前記翼体の前記根元部側および頂部側のそれぞれを支持する壁面は、前記翼体の前縁から上流側に向って拡開された直線状の傾斜面に形成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項９に記載したように、前記翼体の前記根元部側および頂部側のそれぞれを支持する壁面は、前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向って拡開された傾斜曲面に形成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項１０に記載したように、前記翼体の前記根元部側を支持する壁面は、前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向って拡開された傾斜曲面に形成されるとともに、前記翼体の頂部側を支持する壁面は、前記翼体の前縁から上流側に向って拡開された直線状の傾斜面に形成されたものである。
また、本発明に係るタービン翼列装置は、上述の目的を達成するために、請求項１１に記載したように、前記翼体を支持する壁面は、平坦に形成されたものである。
本発明に係るタービン翼列装置は、翼体と壁面との角部に覆設した被覆部を断面が曲面状の***部に形成し、この***部の据部分を上流側に向って延ばして表面積を広くし、表面積を広くした前記曲面状の***部で作動流体の流れを加速させて前記翼体の前縁からの馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
以下、本発明に係るタービン翼列装置の実施形態を図面および図面に付した符号を引用して説明する。
図１は、タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第１実施形態を示す概念図である。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、例えば、タービンディスク等の平坦に形成された壁面１３に植設するとともに、周方向に沿って列状に配置された一方の翼体１１ａと隣接する他方の翼体１１ｂとのそれぞれの前縁１２ａ，１２ｂと、壁面１３との角部（根元部）に前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って長く延びる被覆部（フィレット）１４ａ，１４ｂを備えたものである。
そして、被覆部（フィレット）１４ａ，１４ｂは、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂを囲うように覆設される。
被覆部１４ａ，１４ｂは、図２に示すように、壁面１３における上流側の据部分１５ａ，１５ｂから翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って断面が、例えば、凹曲面状に***された***部１６ａ，１６ｂに形成され、***部１６ａ，１６ｂを予め別体で作製しておいた被覆接続片、翼体１１ａ，１１ｂとの一体削り出し片、溶接施工による肉盛部のうち、いずれかで構成される。
また、断面が凹曲面状の***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂは、据部分１５ａ，１５ｂから翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに向う距離をＬｏとし、壁面１３から前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向う距離をＨｏとするとき、距離Ｌｏを、Ｌｏ＝（２〜５）Ｈｏとするとともに、壁面１３から高さ方向に向う距離Ｈｏを境界層を勘案して定常運転状態での境界層厚さＴのＨｏ＝（０．５〜２．０）Ｔ程度の範囲に設定される。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って延び、断面が、前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って例えば凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備え、被覆部１４ａ，１４ｂで作動流体の流れを加速させ、馬蹄渦の生成を抑制する構成したので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
図３および図４は、タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第２実施形態を示す概念図である。
なお、第１実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、第１実施形態と同様に、例えば、タービンディスク等の平坦に形成された壁面１３に植設するとともに、周方向に沿って列状に配置された一方の翼体１１ａと隣接する他方の翼体１１ｂとのそれぞれの前縁１２ａ，１２ｂと壁面１３との角部に前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って長く延びる被覆部（フィレット）１４ａ，１４ｂを備えるとともに、被覆部１４ａ，１４ｂを前縁１２ａ，１２ｂに対し、翼体１１ａ，１１ｂの腹側１７ａ，１７ｂおよび背側１８ａ，１８ｂのそれぞれに向って延びる扇状に形成したものである。
扇状に形成した被覆部１４ａ，１４ｂは、定常運転状態での淀み点（作動流体が前縁に衝突する位置）を基点に翼体１１ａ，１１ｂのそれぞれの腹側１７ａ，１７ｂおよび背側１８ａ，１８ｂに向って角度θを振り分けるとき、その角度θを、±１５°≦θ≦±６０°の範囲に設定したのである。
また、扇状に形成した被覆部１４ａ，１４ｂは、第１実施形態と同様に、図４に示すように、壁面１３における上流側の据部分１５ａ，１５ｂから翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って断面が、例えば凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成され、***部１６ａ，１６ｂを予め別体で作製しておいた被覆接続片、翼体１１ａ，１１ｂとの一体削り出し片、溶接施工による肉盛部のうち、いずれかで構成される。
また、断面が凹曲面状の***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂは、第１実施形態と同様に、据部分１５ａ，１５ｂから翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに向う距離をＬｏとし、壁面１３からの高さ方向に向う距離をＨｏとするとき、距離をＬｏ＝（２〜５）Ｈｏとするとともに、壁面１３から高さ方向に向う距離Ｈｏを境界層を勘案して境界層厚さＴのＨｏ＝（０．５〜２．０）Ｔ程度の範囲に設定される。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って延び、断面が、前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って例えば凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備えるとともに、被覆部１４ａ，１４ｂを作動流体の前縁１２ａ，１２ｂへの入射角の広い変動に対処させて扇状に形成し、被覆部１４ａ，１４ｂで作動流体の流れを加速させる一方、馬蹄渦を前縁１２ａ，１２ｂから遠からしめ、馬蹄渦の生成を抑制し、境界層を薄くする構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
なお、本実施形態に係るタービン翼列装置は、タービン動翼に適用したが、この例に限らず、例えば、図５および図６に示すように、タービンノズルに適用してもよい。
すなわち、タービンノズルは、周方向に沿って列状に配置する翼体１１ａ，１１ｂを、頂部側に設けたダイアフラム外輪等の平坦に形成された壁面１３ｂと根元部側に設けたダイアフラム内輪等の平坦に形成された壁面１３ａとで支持している。
このような構成を備えたタービンノズルに対し、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂの根元部側と壁面１３ａとの角部に扇状に形成する被覆部１４ａ１，１４ｂ１を設けるとともに、翼体１１ａ，１１ｂの頂部側と壁面１３ｂとの角部を扇状の被覆部１４ａ２，１４ｂ２をそれぞれ設けたものである。なお、他の構成要素およびそれに対応する部分は、第２実施形態と同一になっているので、重複説明を省略する。
このように本実施形態は、タービンノズルの翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂにおける根元部側および頂部側のそれぞれから上流側に向って延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って例えば凹曲面状に***させた***部１６ａ１，１６ａ２，１６ｂ１，１６ｂ２に形成する被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２を翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備えるとともに、被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２を作動流体の前縁１２ａ，１２ｂへの入射角の広い変動に対処させて扇状に形成し、被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２で作動流体を加速させる一方、馬蹄渦を前縁１２ａ，１２ｂから遠からしめ、馬蹄渦の生成を抑制し、境界層を薄くする構成としたので、パッセージ渦の強さを弱め二次流れ損失をより一層低減させることができる。
図７および図８は、タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第４実施形態を示す概念図である。
なお、第１実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、第１実施形態と同様に、タービンディスク等の壁面１３に植設された一方の翼体１１ａと隣接する他方の翼体１１ｂとのそれぞれの前縁１２ａ，１２ｂと壁面１３との角部（根元部）に前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って長く延び、断面が、前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁部１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９に形成したものである。
なお、他の構成要素およびそれに対応する部分は、第１実施形態と同一になっているので重複説明を省略する。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って延び、断面が、前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁部１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９に形成し、被覆部１４ａ，１４ｂおよび傾斜面１９で作動流体の流れを加速させ、馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
図９および図１０は、タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第５実施形態を示す概念図である。
なお、第１実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、第１実施形態と同様に、タービンディスク等の壁面１３に植設された一方の翼体１１ａと隣接する他方の翼体１１ｂとのそれぞれの前縁１２ａ，１２ｂと壁面１３との角部（根元部）に前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って長く延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの長さ方向に向って、例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を翼体１１ａ，１１ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って、拡開された傾斜曲面２０に形成したものである。
なお、他の構成要素およびそれに対応する部分は、第１実施形態と同一になっているので、重複説明を省略する。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を翼体１１ａ，１１ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って、拡開された傾斜曲面２０に形成し、被覆部１４ａ，１４ｂおよび傾斜曲面２０で作動流体の流れを加速させ、馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
図１１および図１２は、タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第６実施形態を示す概念図である。
なお、第２実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、第２実施形態と同様に、例えば、タービンディスク等の壁面１３に植設された一方の翼体１１ａと隣接する他方の翼体１１ｂとのそれぞれの前縁１２ａ，１２ｂと壁面１３との角部に前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って長く延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成し、かつ前縁１２ａ，１２ｂに対し、扇状に形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９に形成したものである。
なお、他の構成要素およびそれに対応する部分は、第２実施形態と同一になっているので、重複説明を省略する。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂを扇状に形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って、拡開された直線状の傾斜面１９に形成し被覆部１４ａ，１４ｂおよび傾斜面１９で作動流体の流れを加速させ馬蹄渦を前縁１２ａ，１２ｂから遠からしめ、馬蹄渦の生成を抑制し、境界層を薄くする構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
図１３および図１４は、タービンノズルを例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第７実施形態を示す概念図である。
なお、第１実施形態および第３実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、第３実施形態と同様に、タービンノズルの頂部側に設けたダイヤフラム外輪等の壁面１３ａとタービンノズルの根元部側に設けたダイアフラム内輪等の壁面１３ｂとで支持させた翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂの頂部側および根元部側のそれぞれと壁面１３ａ，１３ｂのそれぞれとの角部に被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２を設けたものである。
被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２はタービンノズルの翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂにおける頂部側および根元部側のそれぞれから上流側に向って延び、断面が、前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば凹曲面状に***させた***部１６ａ１，１６ａ２，１６ｂ１，１６ｂ２に形成させるとともに、作動流体の前縁１２ａ，１２ｂへの入射角の広い変動に対処させて***部１６ａ１，１６ａ２，１６ｂ１，１６ｂ２を扇状に形成させている。
また、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側の壁面１３ａを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状に傾斜面１９ａに形成するとともに、頂部側の壁面１３ｂも前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ｂに形成されている。
なお、他の構成要素およびそれに対応する部分は、第１実施形態および第３実施形態と同一になっているので、重複説明を省略する。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂにおける頂部側および根元部側のそれぞれから上流側に向って延び、断面が、前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば凹曲面状に***させた、***部１６ａ１，１６ａ２，１６ｂ１，１６ｂ２を扇状に形成する被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２を翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備え、被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２を作動流体の前縁１２ａ，１２ｂへの入射角の広い変動に対処して扇状に形成させる。
一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側の壁面１３ａを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ａに形成させるとともに、頂部側の壁面１３ｂを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ｂに形成させ、根元部側および頂部側のそれぞれを被覆部１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ１，１４ｂ２および傾斜面１９ａ，１９ｂで作動流体の流れを加速させ、馬蹄渦を前縁１２ａ，１２ｂから遠からしめ、馬蹄渦の生成を抑制し、境界層を薄くする構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱め、翼体１１ａ，１１ｂの根元部側および頂部側のそれぞれの二次流れ損失をより一層低減させることができる。
なお、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側の壁面１３ａを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ａに形成させとるとともに、頂部側の壁面１３ｂを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ｂに形成させたが、この例に限らず、図１５および図１６に示すように、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側の壁面１３ａを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ａにしてもよく、また、図１７および図１８に示すように、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち頂部側の壁面１３ｂを前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９ｂにしてもよい。
図１９および図２０は、タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列装置の第１０実施形態を示す概念図である。
なお、第２実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列装置は、第２実施形態と同様に、例えば、タービンディスク等の壁面１３に植設された一方の翼体１１ａと隣接する他方の翼体１１ｂとのそれぞれの前縁１２ａ，１２ｂと壁面１３との角部に前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って長く延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂに形成し、かつ前縁１２ａ，１２ｂに対し、扇状に形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁部１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って拡開された傾斜曲面２０に形成したものである。
なお、他の構成要素およびそれに対応する部分は、第２実施形態と同一になっているので重複説明を省略する。
このように、本実施形態は、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って延び、断面が前縁１２ａ，１２ｂの高さ方向に向って、例えば、凹曲面状に***させた***部１６ａ，１６ｂを扇状に形成する被覆部１４ａ，１４ｂを翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂに備える一方、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３を翼体１１ａ，１１ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って拡開された傾斜曲面２０に形成し、被覆部１４ａ，１４ｂおよび傾斜曲面２０で作動流体の流れを加速させ、馬蹄渦を前縁１２ａ，１２ｂから遠からしめ、馬蹄渦の生成を抑制し、境界層を薄くする構成にしたので、パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
なお、本実施形態に係るタービン翼列装置は、タービン動翼に適用しているが、この例に限らず、タービンノズルに適用してもよい。この場合、タービンノズルは、図２１および図２２に示すように、翼体１１ａ，１１ｂの前縁１２ａ，１２ｂの根元部側と壁面１３ａとの角部に扇状に形成する被覆部１４ａ１，１４ｂ１を備えるとともに、翼体１１ａ，１１ｂの頂部側と壁面１３ｂとの角部にも、扇状の被覆部１４ａ２，１４ｂ２をそれぞれ備える。
また、本実施形態に係るタービンノズルは、翼体１１ａ，１１ｂの両端を、壁面１３ａ，１３ｂで支持させるが、翼体１１ａ，１１ｂを支持させる壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側および頂部側のそれぞれの壁面１３ａ，１３ｂを、例えば、図２１および図２２に示すように、翼体１１ａ，１１ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って、拡開された傾斜曲面２０ａ，２０ｂに形成してもよく、また、図２３および図２４に示すように、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側の壁面１３ａを、翼体１１ａ，１１ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って拡開された傾斜曲面２０ａに形成してもよく、また、図２５および図２６に示すように、翼体１１ａ，１１ｂを支持する壁面１３ａ，１３ｂのうち、根元部側の壁面１３ａを、翼体１１ａ，１１ｂの中間部分から上流の前縁１２ａ，１２ｂ側に向って拡開された傾斜曲面２０ａに形成させ、頂部側の壁面１３ｂを、前縁１２ａ，１２ｂから上流側に向って拡開された直線状の傾斜面１９に形成させてもよい。
本発明に係るタービン翼列装置の第１実施形態を示す概念図。 図１のＡ−Ａ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第２実施形態を示す概念図。 図３のＢ−Ｂ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第３実施形態を示す概念図。 図５のＣ−Ｃ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第４実施形態を示す概念図。 図７のＤ−Ｄ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第５実施形態を示す概念図。 図９のＥ−Ｅ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第６実施形態を示す概念図。 図１１のＦ−Ｆ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第７実施形態を示す概念図。 図１３のＧ−Ｇ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第８実施形態を示す概念図。 図１５のＨ−Ｈ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第９実施形態を示す概念図。 図１７のＩ−Ｉ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第１０実施形態を示す概念図。 図１９のＪ−Ｊ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第１１実施形態を示す概念図。 図２１のＫ−Ｋ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第１２実施形態を示す概念図。 図２３のＬ−Ｌ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 本発明に係るタービン翼列装置の第１３実施形態を示す概念図。 図２５のＭ−Ｍ矢視方向から見たタービン翼列装置の側面図。 従来のタービン翼列装置を示す概念図。 従来のタービン翼列装置の二次流れ損失を示す線図。
符号の説明
１ａ，１ｂ 翼体
２ 翼列
３ａ，３ｂ 壁面
４ 流路
５ 背側
６ 腹側
７ａ，７ｂ 前縁
８ａ，８ｂ 馬蹄渦
９ａ，９ｂ パッセージ渦
１０ コーナ渦
１１ａ，１１ｂ 翼体
１２ａ，１２ｂ 前縁
１３，１３ａ，１３ｂ 壁面
１４ａ，１４ａ１，１４ａ２，１４ｂ，１４ｂ１，１４ｂ２ 被覆部
１５ａ，１５ｂ 据部分
１６ａ，１６ａ１，１６ａ２，１６ｂ，１６ｂ１，１６ｂ２ ***部
１７ａ，１７ｂ 腹側
１８ａ，１８ｂ 背側
１９，１９ａ，１９ｂ 傾斜面
２０，２０ａ，２０ｂ 傾斜曲面

Claims (11)

  1. 根元部側および頂部側のうち少なくともいずれか一方を壁面に支持され、周方向に沿って列状に配置された翼体と、
    前記翼体の前縁と前記壁面との間の角部に、上流側に向って延びるように覆設され、上流側から前記翼体の前記前縁の高さ方向に向うとともに、前記翼体の前記前縁に衝突する作動流体の淀み点を基準に前記翼体の腹側および背側のそれぞれに向って扇状に延びる凹曲面状の***部として形成された被覆部と、を備え、
    前記被覆部は、
    上流側の据部分から前記翼体の前記前縁に向う距離をＬｏ、前記壁面から前記前縁の高さ方向に向う距離をＨｏ、作動流体の定常運転状態での境界層の厚さをＴとするとき、Ｌｏ＝（２〜５）Ｈｏの範囲に設定するとともに、Ｈｏ＝（０．５〜２．０）Ｔの範囲に設定し、
    かつ、前記翼体の前記前縁に衝突する作動流体の定常運転状態での淀み点を基準とした角度θ＝±１５°〜±６０°の範囲で扇状に延びることを特徴とするタービン翼列装置。
  2. 前記被覆部は、前記翼体の前記根元部側および前記頂部側のうち、少なくともいずれか一方に備えたことを特徴とする請求項１記載のタービン翼列装置。
  3. 前記被覆部は、前記***部を予め別体として作製しておいた被覆接続片で構成されたことを特徴とする請求項１または２記載のタービン翼列装置。
  4. 前記被覆部は、前記翼体との一体削り出し片で構成されたことを特徴とする請求項１または２記載のタービン翼列装置。
  5. 前記被覆部は、溶接施工による肉盛部で構成されたことを特徴とする請求項１または２記載のタービン翼列装置。
  6. 前記翼体の前記根元部側を支持する壁面は、前記翼体の前縁から上流側に向って拡開された直線状の傾斜面に形成されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載のタービン翼列装置。
  7. 前記翼体の前記根元部側を支持する壁面は、前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向って拡開された傾斜曲面に形成されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載のタービン翼列装置。
  8. 前記翼体の前記根元部側および頂部側のそれぞれを支持する壁面は、前記翼体の前縁から上流側に向って拡開された直線状の傾斜面に形成されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載のタービン翼列装置。
  9. 前記翼体の前記根元部側および頂部側のそれぞれを支持する壁面は、前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向って拡開された傾斜曲面に形成されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載のタービン翼列装置。
  10. 前記翼体の前記根元部側を支持する壁面は、前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向って拡開された傾斜曲面に形成されるとともに、前記翼体の頂部側を支持する壁面は、前記翼体の前縁から上流側に向って拡開された直線状の傾斜面に形成されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載のタービン翼列装置。
  11. 前記翼体を支持する壁面は、平坦に形成されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載のタービン翼列装置。
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