JPH06212902A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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- JPH06212902A JPH06212902A JP710693A JP710693A JPH06212902A JP H06212902 A JPH06212902 A JP H06212902A JP 710693 A JP710693 A JP 710693A JP 710693 A JP710693 A JP 710693A JP H06212902 A JPH06212902 A JP H06212902A
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 翼相互間に形成される流路に生ずる二次流れ
による損失を低減させ、タービン性能の向上を図る。 【構成】 動翼１の底部から頂部までの各翼素の中心点
を結んだ翼素断面中心線４は、動翼１を植設するタービ
ンロータの回転中心点から放射状に延びる基準線５に対
して、動翼の底部および頂部から動翼の腹側６に向う方
向に傾斜させて直線に形成するとともに、動翼の中間部
における翼素断面中心線４は腹側６に向う方向にわん曲
に形成する。
による損失を低減させ、タービン性能の向上を図る。 【構成】 動翼１の底部から頂部までの各翼素の中心点
を結んだ翼素断面中心線４は、動翼１を植設するタービ
ンロータの回転中心点から放射状に延びる基準線５に対
して、動翼の底部および頂部から動翼の腹側６に向う方
向に傾斜させて直線に形成するとともに、動翼の中間部
における翼素断面中心線４は腹側６に向う方向にわん曲
に形成する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えば超大形の軸流
タービンに適用されるタービン動翼にかかり、とりわけ
タービンロータに列状に植設された翼間通路のその流路
壁に生じる境界層の発達を抑制することによって二次流
れの発生を防止し、さらに二次流れが撹乱して発生する
二次渦による損失を低減し、タービン性能の飛躍的向上
を求めるタービン動翼に関する。
タービンに適用されるタービン動翼にかかり、とりわけ
タービンロータに列状に植設された翼間通路のその流路
壁に生じる境界層の発達を抑制することによって二次流
れの発生を防止し、さらに二次流れが撹乱して発生する
二次渦による損失を低減し、タービン性能の飛躍的向上
を求めるタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、発電プラントは、作動蒸気を作り
出す石油、天然ガス等の燃料を節約する必要上、タービ
ン性能の飛躍的改善が求められており、その性能を左右
する因子にタービン段落損失の改善がある。
出す石油、天然ガス等の燃料を節約する必要上、タービ
ン性能の飛躍的改善が求められており、その性能を左右
する因子にタービン段落損失の改善がある。
【０００３】タービン段落損失には、翼形損失、漏洩損
失、流出損失などの諸種の損失があるが、特に作動蒸気
が通過する翼相互間に形成される流路で生起する二次流
れによる損失が大部分の比率を占めており、この二次流
れによる損失はタービン動翼の翼素形状と直接結びつい
ている。このため翼素形状の改善がタービン性能を飛躍
させる上で必要不可欠である。ところが、従来の超大形
の軸流タービンに適用されているタービン動翼では、図
７に示す翼素のものが使用されている。
失、流出損失などの諸種の損失があるが、特に作動蒸気
が通過する翼相互間に形成される流路で生起する二次流
れによる損失が大部分の比率を占めており、この二次流
れによる損失はタービン動翼の翼素形状と直接結びつい
ている。このため翼素形状の改善がタービン性能を飛躍
させる上で必要不可欠である。ところが、従来の超大形
の軸流タービンに適用されているタービン動翼では、図
７に示す翼素のものが使用されている。
【０００４】符号１は動翼を示し、この動翼１の翼素断
面中心線４（動翼を横断的に細く切断した場合の各片の
中心を結んだ線）は頂部から底部にわたって直線に形成
されているものである。動翼１の底部は、植込部２と一
体的に作製されて図示のように成形加工されており、ま
た動翼１の頂部はシュラウド３を装着し、テノン３ａに
よってかしめられて固設されている。このような構成の
タービン動翼は、タービンロータの周方向に沿って列状
に植設され、タービン段落の一部を構成している。
面中心線４（動翼を横断的に細く切断した場合の各片の
中心を結んだ線）は頂部から底部にわたって直線に形成
されているものである。動翼１の底部は、植込部２と一
体的に作製されて図示のように成形加工されており、ま
た動翼１の頂部はシュラウド３を装着し、テノン３ａに
よってかしめられて固設されている。このような構成の
タービン動翼は、タービンロータの周方向に沿って列状
に植設され、タービン段落の一部を構成している。
【０００５】次に、上述タービン段落の一部を構成する
動翼１における二次流れの発生機構を図８を参照しつつ
説明を加える。なお、図８は図７に示す動翼相互間に形
成される流路を、作動蒸気出口側から観察した斜視図で
ある。
動翼１における二次流れの発生機構を図８を参照しつつ
説明を加える。なお、図８は図７に示す動翼相互間に形
成される流路を、作動蒸気出口側から観察した斜視図で
ある。
【０００６】作動蒸気は、隣設する動翼１，１の流路を
流れるときに、流路中で円弧状に曲げられて流れる。こ
の場合、動翼１，１の入口に境界層が発達していると、
その境界層は動翼の前縁に衝突し、渦が発生する。この
渦は左右に分かれ、腹側の渦は翼間に生起する圧力勾配
に応じた押圧力によった隣翼の背側に向う。また翼間の
壁面に形成されている境界層は、上述圧力勾配に応じた
押圧力によって矢印のように、腹側から背側に向って移
動する。
流れるときに、流路中で円弧状に曲げられて流れる。こ
の場合、動翼１，１の入口に境界層が発達していると、
その境界層は動翼の前縁に衝突し、渦が発生する。この
渦は左右に分かれ、腹側の渦は翼間に生起する圧力勾配
に応じた押圧力によった隣翼の背側に向う。また翼間の
壁面に形成されている境界層は、上述圧力勾配に応じた
押圧力によって矢印のように、腹側から背側に向って移
動する。
【０００７】このような乱れによって生起する二次流れ
は、やがてパッセージポルテックスやカウンターボルテ
ックスとなって成長し、背側の境界層を寄び込んで巻き
上げ、大きな渦となって通路を塞ぐようになり、タービ
ン性能を著しく低下させる要因になっている。
は、やがてパッセージポルテックスやカウンターボルテ
ックスとなって成長し、背側の境界層を寄び込んで巻き
上げ、大きな渦となって通路を塞ぐようになり、タービ
ン性能を著しく低下させる要因になっている。
【０００８】上述二次流れの発生機構は、隣翼間を一つ
のブロックとしてとらえたものであるが、このような二
次流れはタービンロータの円周方向に列状配置の全域に
発生している。
のブロックとしてとらえたものであるが、このような二
次流れはタービンロータの円周方向に列状配置の全域に
発生している。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】ところで、二次流れ発
生を今少し考察すると、翼相互間に形成される流路が有
限幅であることもさることながら、動翼の翼素断面中心
がその頂部から底部にわたって直線になっているがゆえ
に、翼相互間で形成される流路は動翼出口側から見た場
合長方形であり、このため渦エネルギの逸散または吸収
する部分がないことに起因していると考えられる。
生を今少し考察すると、翼相互間に形成される流路が有
限幅であることもさることながら、動翼の翼素断面中心
がその頂部から底部にわたって直線になっているがゆえ
に、翼相互間で形成される流路は動翼出口側から見た場
合長方形であり、このため渦エネルギの逸散または吸収
する部分がないことに起因していると考えられる。
【００１０】そこでこの発明は、従来技術の問題点を解
決するためになされたものであり、翼素断面形状に若干
の改良を加えることによって、動翼相互間で形成される
流路に生ずる二次流れによる損失を低減させ、タービン
性能の向上を図るタービン動翼を公表することを目的と
する。
決するためになされたものであり、翼素断面形状に若干
の改良を加えることによって、動翼相互間で形成される
流路に生ずる二次流れによる損失を低減させ、タービン
性能の向上を図るタービン動翼を公表することを目的と
する。
【００１１】
【課題を解決するための手段】この発明は、底部を植込
部と一体作製し、頂部にシュラウドを装着する動翼を、
タービンロータの周方向に列状に配設するタービン動翼
において、動翼の底部から頂部までの各翼素の中心点を
結んだ翼素断面中心線は、動翼を植設するタービンロー
タの回転中心点から放射状に延びる基準線に対して、動
翼の底部および頂部から動翼の腹側に向う方向に傾斜さ
せて直線に形成するとともに、動翼の中間部における翼
素断面中心線は腹側方向にわん曲に形成する一方、動翼
の高さをｈとし、動翼の底・頂部における傾斜させて直
線にした上記翼素断面中心線のタービンロータ回転中心
点から放射状に延びる基準線に対する傾斜角度をαr ，
αt とし、さらに動翼の底・頂部における傾斜させて直
線にした上記翼素断面中心線の高さをｌr ，ｌt とする
とき、 ２°≦αr およびαt ≦22° ０ ≦ｌr およびｌt ≦0.35 の関係式を満す構成にしたものである。
部と一体作製し、頂部にシュラウドを装着する動翼を、
タービンロータの周方向に列状に配設するタービン動翼
において、動翼の底部から頂部までの各翼素の中心点を
結んだ翼素断面中心線は、動翼を植設するタービンロー
タの回転中心点から放射状に延びる基準線に対して、動
翼の底部および頂部から動翼の腹側に向う方向に傾斜さ
せて直線に形成するとともに、動翼の中間部における翼
素断面中心線は腹側方向にわん曲に形成する一方、動翼
の高さをｈとし、動翼の底・頂部における傾斜させて直
線にした上記翼素断面中心線のタービンロータ回転中心
点から放射状に延びる基準線に対する傾斜角度をαr ，
αt とし、さらに動翼の底・頂部における傾斜させて直
線にした上記翼素断面中心線の高さをｌr ，ｌt とする
とき、 ２°≦αr およびαt ≦22° ０ ≦ｌr およびｌt ≦0.35 の関係式を満す構成にしたものである。
【００１２】
【作用】上記構成のタービン動翼によれば、翼の底部か
ら翼頂部までの各翼素の中心点を結んだ翼素断面中心線
は、動翼を植設するタービンロータの回転中心点から放
射状に延びる基準線に対して翼底部および翼頂部から動
翼の腹側に向う方向に傾斜させて直線にしたため、翼底
部および翼頂部近傍に流入する作動蒸気はそれぞれの傾
斜させて直線にした周壁によって押圧力を受ける。この
ため両周壁における境界層の発達が効果的に抑制され、
さらに二次流れによって動翼の背側に発生する二次渦の
成長が抑制される。
ら翼頂部までの各翼素の中心点を結んだ翼素断面中心線
は、動翼を植設するタービンロータの回転中心点から放
射状に延びる基準線に対して翼底部および翼頂部から動
翼の腹側に向う方向に傾斜させて直線にしたため、翼底
部および翼頂部近傍に流入する作動蒸気はそれぞれの傾
斜させて直線にした周壁によって押圧力を受ける。この
ため両周壁における境界層の発達が効果的に抑制され、
さらに二次流れによって動翼の背側に発生する二次渦の
成長が抑制される。
【００１３】また、動翼の中間部における翼素断面中心
線は腹側方向にわん曲するように形成したため、当該部
分に流入する作動蒸気は滑らかに変化し、大きな撹乱が
生じることがない。
線は腹側方向にわん曲するように形成したため、当該部
分に流入する作動蒸気は滑らかに変化し、大きな撹乱が
生じることがない。
【００１４】したがって、この発明にかかるタービン動
翼では、境界層の発達を抑制するとともに二次流れに伴
う二次渦の成長を抑制する一方、作動蒸気の流れに撹乱
を与えないようにしてあるから、タービン性能は著しく
向上させることができる。
翼では、境界層の発達を抑制するとともに二次流れに伴
う二次渦の成長を抑制する一方、作動蒸気の流れに撹乱
を与えないようにしてあるから、タービン性能は著しく
向上させることができる。
【００１５】
【実施例】次に、この発明にかかるタービン動翼の一実
施例について、添付図面図１〜図６を参照して説明す
る。
施例について、添付図面図１〜図６を参照して説明す
る。
【００１６】図１はこの発明にかかるタービン動翼の構
造を示す斜視図であり、動翼出口側より観察した例を示
す。また、図２は、動翼の翼素の形状を示すもので、動
翼出口側より見た概念図であり、図７に示す従来例と同
一構成部品には同一符号を付している。
造を示す斜視図であり、動翼出口側より観察した例を示
す。また、図２は、動翼の翼素の形状を示すもので、動
翼出口側より見た概念図であり、図７に示す従来例と同
一構成部品には同一符号を付している。
【００１７】この実施例にかかるタービン動翼では、翼
底部に一体作製された植込部２と、その頂部にテノン３
ａによってかしめられて固設されたシュラウド３とを備
える動翼１である。動翼１の一つ一つは、植込部２を介
してタービンロータの円周方向に植設され、その全体は
列状にして環状翼群としての構成になっている。
底部に一体作製された植込部２と、その頂部にテノン３
ａによってかしめられて固設されたシュラウド３とを備
える動翼１である。動翼１の一つ一つは、植込部２を介
してタービンロータの円周方向に植設され、その全体は
列状にして環状翼群としての構成になっている。
【００１８】一つ一つの動翼１は、図２に示すように、
翼底部から翼頂部に向って翼素を積み重ねたもので、各
翼素の中心点を結んだ翼素断面中心線４は翼底部から翼
中間部に向って腹側６の方向に、また翼中間部から翼頂
部に向って背側７の方向にそれぞれ移動させることによ
って翼中間部を腹側６の方向にわん曲するように形成し
ている。また、翼底・頂部における翼素断面中心線４
は、タービンロータの回転中心点から放射状に延びる基
準線５に対して傾斜させて直線に形成してあり、翼底部
における翼素断面中心線４の上記基準線５に対する傾斜
角をαr 、翼頂部における翼素断面中心線の上記記準線
５に対する傾斜角をαt とすると両角αr，αt は２°
〜22°の範囲に設定されている。
翼底部から翼頂部に向って翼素を積み重ねたもので、各
翼素の中心点を結んだ翼素断面中心線４は翼底部から翼
中間部に向って腹側６の方向に、また翼中間部から翼頂
部に向って背側７の方向にそれぞれ移動させることによ
って翼中間部を腹側６の方向にわん曲するように形成し
ている。また、翼底・頂部における翼素断面中心線４
は、タービンロータの回転中心点から放射状に延びる基
準線５に対して傾斜させて直線に形成してあり、翼底部
における翼素断面中心線４の上記基準線５に対する傾斜
角をαr 、翼頂部における翼素断面中心線の上記記準線
５に対する傾斜角をαt とすると両角αr，αt は２°
〜22°の範囲に設定されている。
【００１９】また、翼底部における翼素断面中心線４の
直線および翼頂部における翼素断面中心線４の直線のそ
れぞれを、上記基準線５に投影した場合の高さをｌr ，
ｌtとすると、両高ｌr ，ｌt は翼全高ｈに対して０〜3
5％の範囲に設定されている。
直線および翼頂部における翼素断面中心線４の直線のそ
れぞれを、上記基準線５に投影した場合の高さをｌr ，
ｌtとすると、両高ｌr ，ｌt は翼全高ｈに対して０〜3
5％の範囲に設定されている。
【００２０】この実施例にかかるタービン動翼におい
て、翼底・頂部における翼素断面中心線４は腹側６に向
って傾斜しているため、この傾斜によって翼底・頂部か
ら流入する作動蒸気は押圧力を受ける。このため翼底・
頂部の周壁における境界層の発達を抑制でき、また隣翼
相互間に形成される流路で発達する二次渦も抑制するこ
とができる。
て、翼底・頂部における翼素断面中心線４は腹側６に向
って傾斜しているため、この傾斜によって翼底・頂部か
ら流入する作動蒸気は押圧力を受ける。このため翼底・
頂部の周壁における境界層の発達を抑制でき、また隣翼
相互間に形成される流路で発達する二次渦も抑制するこ
とができる。
【００２１】また、翼中間部における翼素断面中心線４
は腹側６の方向にわん曲しているため、このわん曲によ
って作動蒸気の流れは滑らかになり、大きな撹乱が生じ
なくなる。このように、この発明にかかるタービン動翼
では、翼相互間に形成される流路における損失が低減さ
れ、タービン性能を著しく向上させることができる。
は腹側６の方向にわん曲しているため、このわん曲によ
って作動蒸気の流れは滑らかになり、大きな撹乱が生じ
なくなる。このように、この発明にかかるタービン動翼
では、翼相互間に形成される流路における損失が低減さ
れ、タービン性能を著しく向上させることができる。
【００２２】次に、従来の動翼およびこの発明にかかる
動翼に作用するマッハ数分布の大小比較を図３および図
４を用いて説明する。図３は横軸に翼素断面の前縁から
後縁に至る背側、腹側の両方の翼面長さを、縦軸に翼頂
部におけるマッハ数を採っている。また図４は横軸に翼
素断面の前縁から後縁に至る背側、腹側の両方の翼面長
さを、縦軸に翼底部におけるマッハ数を採っている。な
お、図３、図４ともに、破線は従来の動翼の各翼面長さ
に作用するマッハ数を、また、実線はこの発明にかかる
動翼の各翼面長さに作用するマッハ数を示す。
動翼に作用するマッハ数分布の大小比較を図３および図
４を用いて説明する。図３は横軸に翼素断面の前縁から
後縁に至る背側、腹側の両方の翼面長さを、縦軸に翼頂
部におけるマッハ数を採っている。また図４は横軸に翼
素断面の前縁から後縁に至る背側、腹側の両方の翼面長
さを、縦軸に翼底部におけるマッハ数を採っている。な
お、図３、図４ともに、破線は従来の動翼の各翼面長さ
に作用するマッハ数を、また、実線はこの発明にかかる
動翼の各翼面長さに作用するマッハ数を示す。
【００２３】図３および図４において、動翼の各翼面長
さに作用するマッハ数分布は、従来例とこの実施例とを
比較してみると、背側、腹側マッハ数差の最大値は、翼
頂部（図３参照）、翼底部（図４参照）ともにこの実施
例の方が従来例よりも小さくなっており、また背側の後
縁におけるマッハ数の減速変化もこの実施例の方が小さ
くなっている。
さに作用するマッハ数分布は、従来例とこの実施例とを
比較してみると、背側、腹側マッハ数差の最大値は、翼
頂部（図３参照）、翼底部（図４参照）ともにこの実施
例の方が従来例よりも小さくなっており、また背側の後
縁におけるマッハ数の減速変化もこの実施例の方が小さ
くなっている。
【００２４】ここで、二次流れによる損失とマッハ数と
は密接な因果関係がある。すなわち、二次流れによる損
失の少ない動翼ほど背側、腹側の圧力差、つまりマッハ
数差が小さい。この関係は、背側、腹側のマッハ数差が
小さいほど腹側から背側に向う流れが少なくなることを
意味し、このような流れの抑制は二次流れ渦の成長を抑
制する。また、背側の後縁において、マッハ数の減速変
化が小さいと、境界層の発達は抑止される関係にある。
は密接な因果関係がある。すなわち、二次流れによる損
失の少ない動翼ほど背側、腹側の圧力差、つまりマッハ
数差が小さい。この関係は、背側、腹側のマッハ数差が
小さいほど腹側から背側に向う流れが少なくなることを
意味し、このような流れの抑制は二次流れ渦の成長を抑
制する。また、背側の後縁において、マッハ数の減速変
化が小さいと、境界層の発達は抑止される関係にある。
【００２５】したがって、この実施例にかかるタービン
動翼は、背側、腹側のマッハ数差が従来例よりも小さ
く、また背側の後端におけるマッハ数の減速変化も小さ
いから、従来の動翼性能よりもすぐれているといえる。
動翼は、背側、腹側のマッハ数差が従来例よりも小さ
く、また背側の後端におけるマッハ数の減速変化も小さ
いから、従来の動翼性能よりもすぐれているといえる。
【００２６】なお、この実施例では、翼底・頂部におけ
る背側、腹側に作用するマッハ数分布の差を説明し、翼
中間部における背側、腹側に作用するマッハ数分布の差
を説明していないが、実はこの実施例における翼中間部
の方が従来例よりもマッハ数分布の差が大きくなってい
る。しかしながら、この実施例における翼中間の翼素断
面中心線４は腹側６に向う方向にわん曲に形成されてい
るので、当該部分にマッハ数分布の差が増加しても二次
流れによる損失におよぼす影響は小さく、タービン動翼
性能低下には至っていない。さらに、この発明にかかる
タービン動翼がタービン段落効率に好結果をもたらして
いることを説明する。
る背側、腹側に作用するマッハ数分布の差を説明し、翼
中間部における背側、腹側に作用するマッハ数分布の差
を説明していないが、実はこの実施例における翼中間部
の方が従来例よりもマッハ数分布の差が大きくなってい
る。しかしながら、この実施例における翼中間の翼素断
面中心線４は腹側６に向う方向にわん曲に形成されてい
るので、当該部分にマッハ数分布の差が増加しても二次
流れによる損失におよぼす影響は小さく、タービン動翼
性能低下には至っていない。さらに、この発明にかかる
タービン動翼がタービン段落効率に好結果をもたらして
いることを説明する。
【００２７】図５および図６は、ともにタービン段落効
率が向上したことを示すグラフである。すなわち、図５
は翼底・頂部における翼素断面中心線４のタービンロー
タの回転中心点から放射状に延びる基準線５に対して傾
斜角αr ，αt を２°〜22°にした場合のタービン段落
効率を示すグラフであり、縦軸には従来のタービン動翼
の段落効率η0 に対するこの実施例による段落効率ηi
の比（ηi ／η0 ）を示す。
率が向上したことを示すグラフである。すなわち、図５
は翼底・頂部における翼素断面中心線４のタービンロー
タの回転中心点から放射状に延びる基準線５に対して傾
斜角αr ，αt を２°〜22°にした場合のタービン段落
効率を示すグラフであり、縦軸には従来のタービン動翼
の段落効率η0 に対するこの実施例による段落効率ηi
の比（ηi ／η0 ）を示す。
【００２８】この図からも容易に理解されるように、傾
斜角αr ，αt を２°〜22°の範囲に選定すれば、ター
ビン段落効率比ηi ／η0 が１を越え、従来例よりもす
ぐれた効果を発揮していることが判明する。
斜角αr ，αt を２°〜22°の範囲に選定すれば、ター
ビン段落効率比ηi ／η0 が１を越え、従来例よりもす
ぐれた効果を発揮していることが判明する。
【００２９】傾斜角αr ，αt を２°〜22°の範囲に選
定するのは、タービン段落効果率（ηi ／η0 ）の向上
もさることながら、この範囲を越えて傾斜角を高める
と、動翼出口における損失は低減する反面、作動蒸気の
当該部分の通過流量は増加し、本来、性能的にすぐれた
翼中間部における通過流量が減少して全体のタービン段
落効率としては、むしろ低下することがその一因であ
る。また、動翼の場合、強度上の制限を受けるため、傾
斜角を大きくすることができない。
定するのは、タービン段落効果率（ηi ／η0 ）の向上
もさることながら、この範囲を越えて傾斜角を高める
と、動翼出口における損失は低減する反面、作動蒸気の
当該部分の通過流量は増加し、本来、性能的にすぐれた
翼中間部における通過流量が減少して全体のタービン段
落効率としては、むしろ低下することがその一因であ
る。また、動翼の場合、強度上の制限を受けるため、傾
斜角を大きくすることができない。
【００３０】図６は、翼底頂部における翼素断面中心線
４を直線にした場合、両直線のタービンロータの回転中
心点から放射状に延びた基準線５に投影した高さｌr ，
ｌtがタービン段落効率におよぼす影響を示すグラフで
あり、横軸に翼全高ｈに対する傾斜直線比（ｌr ／ｈ，
ｌt ／ｈ）を示し、縦軸に従来例によるタービン段落効
率η0 に対するこの実施例によるタービン段落効率ηi
との比（ηi ／η0 ）を示す。
４を直線にした場合、両直線のタービンロータの回転中
心点から放射状に延びた基準線５に投影した高さｌr ，
ｌtがタービン段落効率におよぼす影響を示すグラフで
あり、横軸に翼全高ｈに対する傾斜直線比（ｌr ／ｈ，
ｌt ／ｈ）を示し、縦軸に従来例によるタービン段落効
率η0 に対するこの実施例によるタービン段落効率ηi
との比（ηi ／η0 ）を示す。
【００３１】この図でも見られるように、ｌr ／ｈ，ｌ
t ／ｈが0.35の範囲に入っているとηi ／η0 は１を越
え、タービン段落効率が向上していることがわかる。
t ／ｈが0.35の範囲に入っているとηi ／η0 は１を越
え、タービン段落効率が向上していることがわかる。
【００３２】ところで、ｌr ／ｈ，ｌt ／ｈが0.35を越
えると、翼底頂部における翼素断面中心線４の直線が長
くなりすぎ、翼中間部にわん曲を与える曲率が採れなく
なり、翼素形状はあたかも「く」の字状になる。このた
めタービン動翼は、その形状変化に伴う不測の損失を招
来する。したがって、ｌr ／ｈ，ｌt ／ｈの範囲0.35以
内は好ましい適用例である。
えると、翼底頂部における翼素断面中心線４の直線が長
くなりすぎ、翼中間部にわん曲を与える曲率が採れなく
なり、翼素形状はあたかも「く」の字状になる。このた
めタービン動翼は、その形状変化に伴う不測の損失を招
来する。したがって、ｌr ／ｈ，ｌt ／ｈの範囲0.35以
内は好ましい適用例である。
【００３３】なお、上述翼底部部における傾斜角αr ，
αt あるいは翼高比ｌr ／ｈ，ｌt／ｈはともに同一値
を採る必要はなく、作動蒸気の翼通過流量分布特性を見
て相互に異なる値を選定してもよい。
αt あるいは翼高比ｌr ／ｈ，ｌt／ｈはともに同一値
を採る必要はなく、作動蒸気の翼通過流量分布特性を見
て相互に異なる値を選定してもよい。
【００３４】
【発明の効果】以上の説明のとおり、この発明にかかる
タービン動翼によれば、翼底部から翼頂部までの各翼素
の中心点を結んだ翼素断面中心線を、動翼を植設するタ
ービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線に対
して翼底頂部から動翼の腹側に向う方向に傾斜させて直
線に形成する一方、翼中間部における翼素断面中心線
を、動翼の腹側方向にわん曲に形成したので、翼底頂部
の周壁からは作動蒸気に対して押圧力が与えられて境界
層の発達に伴う二次渦の成長が抑制され、翼中間部では
作動蒸気の流れが円滑になり、その結果、タービン性能
は飛躍的に向上することができる。
タービン動翼によれば、翼底部から翼頂部までの各翼素
の中心点を結んだ翼素断面中心線を、動翼を植設するタ
ービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線に対
して翼底頂部から動翼の腹側に向う方向に傾斜させて直
線に形成する一方、翼中間部における翼素断面中心線
を、動翼の腹側方向にわん曲に形成したので、翼底頂部
の周壁からは作動蒸気に対して押圧力が与えられて境界
層の発達に伴う二次渦の成長が抑制され、翼中間部では
作動蒸気の流れが円滑になり、その結果、タービン性能
は飛躍的に向上することができる。
【図１】この発明にかかるタービン動翼の実施例を示す
斜視図。
斜視図。
【図２】この発明にかかるタービン動翼の出口側から観
察した翼素形状の概念図。
察した翼素形状の概念図。
【図３】翼頂部における翼表面マッハ数分布について、
この発明にかかる実施例と従来例とを比較して示すグラ
フ。
この発明にかかる実施例と従来例とを比較して示すグラ
フ。
【図４】翼底部における翼表面マッハ数分布について、
この発明にかかる実施例と従来例とを比較して示すグラ
フ。
この発明にかかる実施例と従来例とを比較して示すグラ
フ。
【図５】翼素断面中心線の傾斜角とタービン段落効率比
との関係を示すグラフ。
との関係を示すグラフ。
【図６】翼素断面中心線の傾斜直線の高さとタービン段
落効率比との関係を示すグラフ。
落効率比との関係を示すグラフ。
【図７】従来のタービン動翼の実施例を示す斜視図。
【図８】二次流れの発生機構を説明する図。
１ 動翼 ２ 植込部 ３ シュラウド ４ 翼素断面中心線 ５ タービンロータの回転中心点から放射状に延びた基
準線 ６ 腹側 ７ 背側
準線 ６ 腹側 ７ 背側
Claims (1)
- 【請求項１】 底部を植込部と一体作製し、頂部にシュ
ラウドを装着する動翼を、タービンロータの周方向に列
状に配設するタービン動翼において、動翼の底部から頂
部までの各翼素の中心点を結んだ翼素断面中心線は、動
翼を植設するタービンロータの回転中心から放射状に延
びる基準線に対して、動翼の底部および頂部から動翼の
腹側に向う方向に傾斜させて直線に形成するとともに、
動翼の中間部における翼素断面中心線は腹側方向にわん
曲に形成する一方、動翼の高さをｈとし、動翼の底・頂
部における傾斜させて直線にした上記翼素断面中心線の
タービンロータ回転中心点から放射状に延びる基準線に
対する傾斜角度をαr ，αt とし、さらに動翼の底・頂
部における傾斜させて直線にした上記翼素断面中心線の
高さをｌr ，ｌt とするとき、 ２°≦αr およびαt ≦22° ０ ≦ｌr およびｌt ≦0.35 の関係式を満すことを特徴とするタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP710693A JPH06212902A (ja) | 1993-01-20 | 1993-01-20 | タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP710693A JPH06212902A (ja) | 1993-01-20 | 1993-01-20 | タービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06212902A true JPH06212902A (ja) | 1994-08-02 |
Family
ID=11656845
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP710693A Pending JPH06212902A (ja) | 1993-01-20 | 1993-01-20 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06212902A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001059261A1 (fr) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Etage de turbine a flux axial tridimensionnel |
| JP2010038098A (ja) * | 2008-08-07 | 2010-02-18 | Toshiba Corp | タービン動翼および軸流タービン |
| JP2013245680A (ja) * | 2012-05-24 | 2013-12-09 | General Electric Co <Ge> | タービンおよびタービンでの衝撃損失を低減するための方法 |
| JP2014528552A (ja) * | 2011-10-13 | 2014-10-27 | スネクマ | 湾曲部を含むターボ機械センターブレード |
| EP3404212A1 (en) * | 2017-05-16 | 2018-11-21 | Rolls-Royce plc | Compressor aerofoil member |
-
1993
- 1993-01-20 JP JP710693A patent/JPH06212902A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001059261A1 (fr) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Etage de turbine a flux axial tridimensionnel |
| US6848884B2 (en) | 2000-02-09 | 2005-02-01 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Three-dimensional axial-flow turbine stage |
| JP2010038098A (ja) * | 2008-08-07 | 2010-02-18 | Toshiba Corp | タービン動翼および軸流タービン |
| JP2014528552A (ja) * | 2011-10-13 | 2014-10-27 | スネクマ | 湾曲部を含むターボ機械センターブレード |
| US10309419B2 (en) | 2011-10-13 | 2019-06-04 | Safran Aircarft Engines | Turbomachine centre blade comprising a curved portion |
| JP2013245680A (ja) * | 2012-05-24 | 2013-12-09 | General Electric Co <Ge> | タービンおよびタービンでの衝撃損失を低減するための方法 |
| EP3404212A1 (en) * | 2017-05-16 | 2018-11-21 | Rolls-Royce plc | Compressor aerofoil member |
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