JPH0454203A - タービン動翼およびタービン段落 - Google Patents
タービン動翼およびタービン段落Info
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- JPH0454203A JPH0454203A JP16290390A JP16290390A JPH0454203A JP H0454203 A JPH0454203 A JP H0454203A JP 16290390 A JP16290390 A JP 16290390A JP 16290390 A JP16290390 A JP 16290390A JP H0454203 A JPH0454203 A JP H0454203A
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- Japan
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- turbine
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- 239000012530 fluid Substances 0.000 abstract description 19
- 230000003068 static effect Effects 0.000 abstract description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
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- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の目的〕
（産業上の利用分野）
本発明は軸流タービンのタービン動翼に係り、特にター
ビン動翼において発生するエネルギ損失を低減し、ター
ビン性能を向上し得るタービン動翼に関する。
ビン動翼において発生するエネルギ損失を低減し、ター
ビン性能を向上し得るタービン動翼に関する。
（従来の技術）
近年５発電プラントの運転経済性を改善し。
発電効率の改善を図るためにタービン性能の向上を図る
ことが重要な課題となっている。
ことが重要な課題となっている。
一般に軸流タービンは、第４図に示すように、静翼外輪
１と静翼内輪２によって固定された静翼３と、回転軸４
に固定された動翼５によって段落が形成され、この段落
を軸方向に一段落または複数段落組み合せることにより
構成される。
１と静翼内輪２によって固定された静翼３と、回転軸４
に固定された動翼５によって段落が形成され、この段落
を軸方向に一段落または複数段落組み合せることにより
構成される。
タービン性能向上を図るには、上記のように構成された
タービン段落において内部エネルギ損失を極力低減する
ことが重要である。タービン段落における内部エネルギ
損失には、静・動翼内にて発生する翼形損失、二次流れ
損失、漏洩損失などがある。従来は、有力な段落性能の
向上策として、特にアスペクト比が小さく静翼高さが低
い場合には静翼における二次流れ損失の低減が行なわれ
てきた。二次流れ損失の発生機構を第５図を参照して説
明する。第５図は第４図に示す静翼３を静翼３出口から
観察した斜視図である。作動流体は、隣接する静翼３ａ
、３ｂ間の翼間流路を流れるときに。
タービン段落において内部エネルギ損失を極力低減する
ことが重要である。タービン段落における内部エネルギ
損失には、静・動翼内にて発生する翼形損失、二次流れ
損失、漏洩損失などがある。従来は、有力な段落性能の
向上策として、特にアスペクト比が小さく静翼高さが低
い場合には静翼における二次流れ損失の低減が行なわれ
てきた。二次流れ損失の発生機構を第５図を参照して説
明する。第５図は第４図に示す静翼３を静翼３出口から
観察した斜視図である。作動流体は、隣接する静翼３ａ
、３ｂ間の翼間流路を流れるときに。
流路中で円弧状に曲げられて流れる。このとき静翼３ａ
の背面６から腹面７方向に遠心力を生じ、この遠心力と
静圧とが平衡しているため、腹面７における静圧が高く
なり、一方背面６においては作動流体の流速が大きいた
め静圧が低い。そのため、流路内では腹面７側から背面
６側に圧力勾配を生じる。この圧力勾配は静翼外輪１と
静翼内軸２の周壁面上に形成される流速のおそい層、す
なわち境界層においても同様である。
の背面６から腹面７方向に遠心力を生じ、この遠心力と
静圧とが平衡しているため、腹面７における静圧が高く
なり、一方背面６においては作動流体の流速が大きいた
め静圧が低い。そのため、流路内では腹面７側から背面
６側に圧力勾配を生じる。この圧力勾配は静翼外輪１と
静翼内軸２の周壁面上に形成される流速のおそい層、す
なわち境界層においても同様である。
ところが、境界層付近においては流速が小さく、作用す
る遠心力も小さいため、腹面７側から背面６側への圧力
勾配に抗しきれずに腹面７側から背面６側へ向かう流れ
、すなわち二次流れ８が生じる。そして、この二次流れ
８は静翼３ａの背面６側に衝突して巻上がり、静翼３ａ
の内軸２側および外軸１側の両接合端において、それぞ
れ二次流れ渦９ａ、９ｂを発生する。かくして作動流体
が保有するエネルギは、二次流れ渦９ａ、９ｂを形成す
るためにその一部が散逸し二次流れ損失となる。
る遠心力も小さいため、腹面７側から背面６側への圧力
勾配に抗しきれずに腹面７側から背面６側へ向かう流れ
、すなわち二次流れ８が生じる。そして、この二次流れ
８は静翼３ａの背面６側に衝突して巻上がり、静翼３ａ
の内軸２側および外軸１側の両接合端において、それぞ
れ二次流れ渦９ａ、９ｂを発生する。かくして作動流体
が保有するエネルギは、二次流れ渦９ａ、９ｂを形成す
るためにその一部が散逸し二次流れ損失となる。
ところで、一般的な動翼の設計法を第６図と第７図を参
照して説明する。第６図は第４図に示すＡ−Ａ断面部で
あり、第７図は第４図に示す動翼のＲ−Ｒ断面、Ｐ−Ｐ
断面、Ｔ−Ｔ断面の重ね合せ図である。
照して説明する。第６図は第４図に示すＡ−Ａ断面部で
あり、第７図は第４図に示す動翼のＲ−Ｒ断面、Ｐ−Ｐ
断面、Ｔ−Ｔ断面の重ね合せ図である。
動翼の設計法として、動翼根元部直径と動翼先端部直径
との比（ボス比）が比較的小さい場合には動翼平均径上
で翼形を設計し半径方向に−様な翼列を積み重ねること
により動翼を形成する。しかしながら、ボス比が大きく
なると作動流体の流速及び流れ角度の半径方向分布を考
慮した三次元設計が行なわれる。三次元設計法は、まず
、いくつかの任意の半径方向断面にて二次元翼形を設計
し、これらを半径方向に積み重ねることにより三次元翼
形を形成する。第６図に示す二次元断面形状で考えると
、静翼３から流出した作動流体はα度の角度、および流
速Ｃを持つ。さらに、この静翼３から流出した作動流体
は、動翼４が回漸軸と共に周速Ｕにて回転しているため
に、相対流入角度βにて動翼４内に流入する。二次元断
面上における翼形は上述の相対流入角βに合せた形の翼
形となるよう設計される。それを、各々の任意の半径断
面にて設計を行なうと第７図に示すように動翼根元部断
面であるＲ−Ｒ断面より動翼先端部断面Ｔ−Ｔ断面へ向
って相対流入角度β１Ｒからβ、Ｔへと連続的に大きく
なるため、動翼形状はそれに合せたそれぞれの翼形とな
る。この翼形を半径方向に連続的に積み重ねることによ
り三次元形状が形成される。
との比（ボス比）が比較的小さい場合には動翼平均径上
で翼形を設計し半径方向に−様な翼列を積み重ねること
により動翼を形成する。しかしながら、ボス比が大きく
なると作動流体の流速及び流れ角度の半径方向分布を考
慮した三次元設計が行なわれる。三次元設計法は、まず
、いくつかの任意の半径方向断面にて二次元翼形を設計
し、これらを半径方向に積み重ねることにより三次元翼
形を形成する。第６図に示す二次元断面形状で考えると
、静翼３から流出した作動流体はα度の角度、および流
速Ｃを持つ。さらに、この静翼３から流出した作動流体
は、動翼４が回漸軸と共に周速Ｕにて回転しているため
に、相対流入角度βにて動翼４内に流入する。二次元断
面上における翼形は上述の相対流入角βに合せた形の翼
形となるよう設計される。それを、各々の任意の半径断
面にて設計を行なうと第７図に示すように動翼根元部断
面であるＲ−Ｒ断面より動翼先端部断面Ｔ−Ｔ断面へ向
って相対流入角度β１Ｒからβ、Ｔへと連続的に大きく
なるため、動翼形状はそれに合せたそれぞれの翼形とな
る。この翼形を半径方向に連続的に積み重ねることによ
り三次元形状が形成される。
前述した静翼の二次流れ損失を低減する静翼と三次元設
計の動翼との組み合せによりタービン性能向上を達成し
た例が特開平１−１０６９０３号公報に開示されている
。第８図はその従来例を示す静翼を軸方向下流側より見
た断面図である。これによれば、静翼３の両接合端部に
おける軸線を直線上に形成し、かつ上記軸線がタービン
回転中心を通る基準線に対して静翼３の腹面方向に傾斜
するように接合端を接合するとともに、静翼３の中間部
における軸線は腹面方向に彎曲するように形成した構成
となっている。このように静翼３を構成することにより
第９図に示すように子午平面から観察した流線は、静翼
外輪１および静翼内軸２近傍において半径方向に偏位し
ている。この流線の偏位は静翼外輪１および静翼内輪２
近傍の作動流体が流壁面に押圧されることを意味する。
計の動翼との組み合せによりタービン性能向上を達成し
た例が特開平１−１０６９０３号公報に開示されている
。第８図はその従来例を示す静翼を軸方向下流側より見
た断面図である。これによれば、静翼３の両接合端部に
おける軸線を直線上に形成し、かつ上記軸線がタービン
回転中心を通る基準線に対して静翼３の腹面方向に傾斜
するように接合端を接合するとともに、静翼３の中間部
における軸線は腹面方向に彎曲するように形成した構成
となっている。このように静翼３を構成することにより
第９図に示すように子午平面から観察した流線は、静翼
外輪１および静翼内軸２近傍において半径方向に偏位し
ている。この流線の偏位は静翼外輪１および静翼内輪２
近傍の作動流体が流壁面に押圧されることを意味する。
そのため、両壁面上における境界層の発達が抑止され二
次流れ渦の生成が防止される６ 上記特許公報によれば、第８図に示している静翼３の両
接合端における軸線と基準線との傾斜角度θによりター
ビン段落効率が変化することを示している。それを第１
０図に示す。この図は縦軸に静翼軸線が基準線を向いた
（θ＝Ｏ）タービン段落との効率比（ηｂ／ηａ）、横
軸に静翼の両接合端における軸線と基準線との傾斜角度
θを取っている。第１０図に示すように傾斜角度θには
タービン段落効率が最大となる最適な角度θ１ガ存在し
、かつタービン段落効率を向とさせている。
次流れ渦の生成が防止される６ 上記特許公報によれば、第８図に示している静翼３の両
接合端における軸線と基準線との傾斜角度θによりター
ビン段落効率が変化することを示している。それを第１
０図に示す。この図は縦軸に静翼軸線が基準線を向いた
（θ＝Ｏ）タービン段落との効率比（ηｂ／ηａ）、横
軸に静翼の両接合端における軸線と基準線との傾斜角度
θを取っている。第１０図に示すように傾斜角度θには
タービン段落効率が最大となる最適な角度θ１ガ存在し
、かつタービン段落効率を向とさせている。
（発明が解決しようとする課題）
静翼単体の性述を把握する為に、実験により全圧損失を
計測することが一般的に行なわれている。従来例である
静翼の傾斜角度θを変化させた場合の静翼の全圧損失を
第１１図に示す。
計測することが一般的に行なわれている。従来例である
静翼の傾斜角度θを変化させた場合の静翼の全圧損失を
第１１図に示す。
これによれば、タービン段落効率が最高となる傾斜角度
θ□と比較して、傾斜角度が大きいθ２で全圧損失が小
さい。つまり、静翼単体の性能としては傾斜角度の大き
い方がより良いことを示している。それにもかかわらず
、第１０図に示すように、タービン段落効率比で見れば
静翼傾斜角度θ２の場合は段落性能が劣っている。
θ□と比較して、傾斜角度が大きいθ２で全圧損失が小
さい。つまり、静翼単体の性能としては傾斜角度の大き
い方がより良いことを示している。それにもかかわらず
、第１０図に示すように、タービン段落効率比で見れば
静翼傾斜角度θ２の場合は段落性能が劣っている。
上記、静翼単体における性能と静翼、動翼が一対となっ
た場合の段落性能とが異なる原因を第１２図、第１３図
を参照して説明する。第１２図は縦軸に翼高さ、横軸に
相対流入角度βをとり、動翼と静翼の相対流入、流出角
度の相違を示した図である。
た場合の段落性能とが異なる原因を第１２図、第１３図
を参照して説明する。第１２図は縦軸に翼高さ、横軸に
相対流入角度βをとり、動翼と静翼の相対流入、流出角
度の相違を示した図である。
これによれば、従来三次元設計による動翼入口部角度β
１と傾斜角度θ２を用いた場合の、静翼より流出した作
動流体の相対流高角度β２は、翼高さ中央部近傍におい
て大きな差となっている。この角度の差は動翼における
翼形損失に大きな影響を与える。静翼、動翼にかかわら
ず、設計された買入口部角度に対して実際の作動流体の
流入角が相違すると翼形損失が増大することは一般的に
知られている。特に動翼は先端部が尖角であるため、静
翼と比較して顕著な増加となる。第１３図に上述の流入
角度の相違による動翼の翼形損失の増加を示す。静翼と
動翼の相対流出角度と動翼入口部角度の相違がない場合
の翼形損内失は、「従来三次元設計による動翼の翼形損
失」として−点鎖線で示されている。ところが、静翼傾
斜角度θ２を用いた場合の動翼の翼形損失は、実線で示
すように翼高さ中央部近傍を中心に大幅に増大している
。
１と傾斜角度θ２を用いた場合の、静翼より流出した作
動流体の相対流高角度β２は、翼高さ中央部近傍におい
て大きな差となっている。この角度の差は動翼における
翼形損失に大きな影響を与える。静翼、動翼にかかわら
ず、設計された買入口部角度に対して実際の作動流体の
流入角が相違すると翼形損失が増大することは一般的に
知られている。特に動翼は先端部が尖角であるため、静
翼と比較して顕著な増加となる。第１３図に上述の流入
角度の相違による動翼の翼形損失の増加を示す。静翼と
動翼の相対流出角度と動翼入口部角度の相違がない場合
の翼形損内失は、「従来三次元設計による動翼の翼形損
失」として−点鎖線で示されている。ところが、静翼傾
斜角度θ２を用いた場合の動翼の翼形損失は、実線で示
すように翼高さ中央部近傍を中心に大幅に増大している
。
図中、斜線で示している面積分が動翼全体における損失
増加分である。その為、傾斜角度θ２を持つ静翼は静翼
単体性能で優れているにもかかわらず、動翼における翼
形損失が増大し段落性能が低下する問題点があった。
増加分である。その為、傾斜角度θ２を持つ静翼は静翼
単体性能で優れているにもかかわらず、動翼における翼
形損失が増大し段落性能が低下する問題点があった。
本発明は上記問題点を解決するためになされたものであ
り、動翼における翼形損失を低減しタービン性能を向上
し得るタービン動翼を提供することを目的とする。
り、動翼における翼形損失を低減しタービン性能を向上
し得るタービン動翼を提供することを目的とする。
（課題を解決するための手段）
上記目的を達成するため本発明は、動翼において、傾斜
角度θを持つ静翼の作動流体相対流出角度に合せ、動翼
入口部角度を動翼根本部分より動翼中央部分へ連続的に
減少させ、動翼中央部分より動翼先端部分へは連続的に
増大するように形成したことを特徴とする。
角度θを持つ静翼の作動流体相対流出角度に合せ、動翼
入口部角度を動翼根本部分より動翼中央部分へ連続的に
減少させ、動翼中央部分より動翼先端部分へは連続的に
増大するように形成したことを特徴とする。
（作 用）
上記構成のタービン動翼によれば、傾斜角θを持つ静翼
の作動流体相対流高角度に合せ、動翼入口部角度を動翼
根本部分より動翼中央部分へ連続的に減少させ、動翼中
央部分より動翼先端部へは連続的に増大させることによ
り、傾斜角θを持つ静翼の作動流体相対流出角に動翼の
入口部角度を合せることが可能となる。これにより、こ
れまでの作動流体の相対流出角と動翼入口部角度の相違
により発生していた動翼での翼形損失が減少する。
の作動流体相対流高角度に合せ、動翼入口部角度を動翼
根本部分より動翼中央部分へ連続的に減少させ、動翼中
央部分より動翼先端部へは連続的に増大させることによ
り、傾斜角θを持つ静翼の作動流体相対流出角に動翼の
入口部角度を合せることが可能となる。これにより、こ
れまでの作動流体の相対流出角と動翼入口部角度の相違
により発生していた動翼での翼形損失が減少する。
上記のように本発明によれば、動翼における翼形損失が
減少しタービン性能を大幅に向上させることができる。
減少しタービン性能を大幅に向上させることができる。
（実施例）
次に本発明の一実施例について、添付図面第１図ないし
第３図を参照して説明する。
第３図を参照して説明する。
本発明によるタービン動翼を、第４図に示す従来例のタ
ービン段落と同様に動翼４根元部断面（Ｒ−Ｒ断面）、
動翼４中央部断面（Ｐ−Ｐ断面）および動翼４先端部断
面（Ｔ−Ｔ断面）において説明する。本発明のタービン
動翼各所面を重ね合せた図が第１図である。本実施例に
係るタービン動翼は、静翼より流出する作動流体の相対
流出角に合せて動翼中央部断面（Ｐ−Ｐ断面）の動翼入
口部角度を、図中、破線で示す従来の動翼中央部角度β
１Ｐより減少させたβｘＰとし、動翼根元部断面（Ｒ−
Ｒ断面）および動翼先端部断面化においては、従来と同
等の動翼入口部角度βＩＲＩ β□Ｐから構成されてい
る。
ービン段落と同様に動翼４根元部断面（Ｒ−Ｒ断面）、
動翼４中央部断面（Ｐ−Ｐ断面）および動翼４先端部断
面（Ｔ−Ｔ断面）において説明する。本発明のタービン
動翼各所面を重ね合せた図が第１図である。本実施例に
係るタービン動翼は、静翼より流出する作動流体の相対
流出角に合せて動翼中央部断面（Ｐ−Ｐ断面）の動翼入
口部角度を、図中、破線で示す従来の動翼中央部角度β
１Ｐより減少させたβｘＰとし、動翼根元部断面（Ｒ−
Ｒ断面）および動翼先端部断面化においては、従来と同
等の動翼入口部角度βＩＲＩ β□Ｐから構成されてい
る。
第２図に本発明による翼高さ方向の動翼入口部角度分布
を示す。本発明による動翼入口部角度β： を実線、従
来三次元設計による動翼入口部角度β、を−点鎖線で示
す。本発明による動翼入口部角度β：は動翼根本部より
動翼中央部へ向って、連続的、かつ、滑らかに減少させ
、動翼中央部より動翼先端へ向って、連続的、かつ、滑
らかに増大する構成となっている。
を示す。本発明による動翼入口部角度β： を実線、従
来三次元設計による動翼入口部角度β、を−点鎖線で示
す。本発明による動翼入口部角度β：は動翼根本部より
動翼中央部へ向って、連続的、かつ、滑らかに減少させ
、動翼中央部より動翼先端へ向って、連続的、かつ、滑
らかに増大する構成となっている。
本実施例に係るタービン動翼において静翼より流出した
作動流体の相対流８角とタービン動翼入口部角度は一致
し、作動流体の相対流出角と動翼入口部角度の相違によ
る動翼での翼形損失の増加を解消することができる。
作動流体の相対流８角とタービン動翼入口部角度は一致
し、作動流体の相対流出角と動翼入口部角度の相違によ
る動翼での翼形損失の増加を解消することができる。
この動翼での損失増加を解消したタービン段落において
は、第３図に示す様に、静翼単体が優れているθ２を用
いた場合、従来段来と比較して大幅に段落効率が向上で
きる。
は、第３図に示す様に、静翼単体が優れているθ２を用
いた場合、従来段来と比較して大幅に段落効率が向上で
きる。
以上説明したように、本発明による動翼を用いることに
より１段落効率が大幅に向上しタービン性能の向上を図
ることができる。
より１段落効率が大幅に向上しタービン性能の向上を図
ることができる。
第１図は本発明に係るタービン動翼の一実施例を示すタ
ービン断面重ね合せ図、第２図は本発明による動翼の流
入角分布図、第３図は本発明による動翼を用いた段落と
従来段落を比較した効率グラフ、第４図は従来タービン
段落通路部所面図、第５図は従来のタービン静翼の構造
を示す斜視図、第６図は静・動翼断面図、第７図は従来
動翼断面重ね合せ図、第８図は従来静翼を出口側より見
た断面図、第９図は従来段落における作動流体流線を示
す断面図、第１０図は従来例におけるタービン効率比グ
ラフ、第１１図は傾斜角度θと静翼全圧損失の関係を示
すグラフ、第１２図は従来例における静・動翼の相対流
入（出）角度の関係を示すグラフ、第１３図は従来の動
翼における翼形損失と翼高さの関係を示すグラフである
。 ■・・・静翼外軸、 ２・・・静翼内輪３・・・
静翼 ４・・・回転軸５・・・動翼
６・・静翼背側７・・・静翼腹側 ８
・・・二次流れ９ａ、ｂ・・・二次流れ渦 代理人 弁理士 則 近 憲 佑 第１図 第 図 へ−ｂ、Ｘ鄭倣戟鉦 第 図 ノ 第 図 第 図 ワ Ｏ θｌ θ２ 仲１４両斥 θＣｔＬｅ３．） 第 図 Ｗ−跳ζ Ａ１！ ヤノ
ービン断面重ね合せ図、第２図は本発明による動翼の流
入角分布図、第３図は本発明による動翼を用いた段落と
従来段落を比較した効率グラフ、第４図は従来タービン
段落通路部所面図、第５図は従来のタービン静翼の構造
を示す斜視図、第６図は静・動翼断面図、第７図は従来
動翼断面重ね合せ図、第８図は従来静翼を出口側より見
た断面図、第９図は従来段落における作動流体流線を示
す断面図、第１０図は従来例におけるタービン効率比グ
ラフ、第１１図は傾斜角度θと静翼全圧損失の関係を示
すグラフ、第１２図は従来例における静・動翼の相対流
入（出）角度の関係を示すグラフ、第１３図は従来の動
翼における翼形損失と翼高さの関係を示すグラフである
。 ■・・・静翼外軸、 ２・・・静翼内輪３・・・
静翼 ４・・・回転軸５・・・動翼
６・・静翼背側７・・・静翼腹側 ８
・・・二次流れ９ａ、ｂ・・・二次流れ渦 代理人 弁理士 則 近 憲 佑 第１図 第 図 へ−ｂ、Ｘ鄭倣戟鉦 第 図 ノ 第 図 第 図 ワ Ｏ θｌ θ２ 仲１４両斥 θＣｔＬｅ３．） 第 図 Ｗ−跳ζ Ａ１！ ヤノ
Claims (2)
- （１）軸流タービン段落を構成するタービン動翼におい
て、動翼入口部角度を動翼根元部分より動翼中央部分へ
連続的に減少させ、動翼中央部分より動翼先端部分へは
連続的に増大させるよう形成したことを特徴とするター
ビン動翼。 - （２）半径方向に対して所定の傾斜角度をもって周方向
に複数配列した静翼と、これらの静翼からの相対流出角
度に合わせた傾斜角度をもってその静翼の下流側に周方
向に複数配列した動翼とを有する軸流タービンのタービ
ン段落。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16290390A JPH0454203A (ja) | 1990-06-22 | 1990-06-22 | タービン動翼およびタービン段落 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16290390A JPH0454203A (ja) | 1990-06-22 | 1990-06-22 | タービン動翼およびタービン段落 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0454203A true JPH0454203A (ja) | 1992-02-21 |
Family
ID=15763426
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16290390A Pending JPH0454203A (ja) | 1990-06-22 | 1990-06-22 | タービン動翼およびタービン段落 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0454203A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5342170A (en) * | 1992-08-29 | 1994-08-30 | Asea Brown Boveri Ltd. | Axial-flow turbine |
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