JPH0893404A - タービンノズルおよびタービン動翼 - Google Patents
タービンノズルおよびタービン動翼Info
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- JPH0893404A JPH0893404A JP23177794A JP23177794A JPH0893404A JP H0893404 A JPH0893404 A JP H0893404A JP 23177794 A JP23177794 A JP 23177794A JP 23177794 A JP23177794 A JP 23177794A JP H0893404 A JPH0893404 A JP H0893404A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ダイヤフラム内輪、ダイヤフラム外輪の壁面
近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通過
する流量割合を増加させることでタービン段落性能を大
幅に向上させる。 【構成】 ダイヤフラム内輪１３とダイヤフラム外輪１
２との間の環状流路１４に配置されるノズル翼１１を、
各高さ位置におけるノズル翼断面を円周方向に移動し、
断面基準線Ｅが流体流出側に翼高さ中央部において１つ
の極小点Ｐｃを有しかつ極小点Ｐｃと翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点Ｐａ，Ｐｂを有する
ように湾曲させる。
近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通過
する流量割合を増加させることでタービン段落性能を大
幅に向上させる。 【構成】 ダイヤフラム内輪１３とダイヤフラム外輪１
２との間の環状流路１４に配置されるノズル翼１１を、
各高さ位置におけるノズル翼断面を円周方向に移動し、
断面基準線Ｅが流体流出側に翼高さ中央部において１つ
の極小点Ｐｃを有しかつ極小点Ｐｃと翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点Ｐａ，Ｐｂを有する
ように湾曲させる。
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、半径方向の流量分布を
制御して、高効率部への流量を増加させることで、ター
ビン段落性能を向上させるようにしたタービンノズルお
よびタービン動翼に関する。
制御して、高効率部への流量を増加させることで、ター
ビン段落性能を向上させるようにしたタービンノズルお
よびタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】タービンの性能向上を目的として、これ
までに多くの技術が採用されているが、種々の性能向上
技術のうち内部効率の向上は、どのようなサイクルある
いは流体条件のタービンに対しても適用できるため、そ
の応用範囲は広い。また、タービン内部損失のうち、２
次流れ損失は、タービン段落に共通する損失であるた
め、その改善策がタービン効率の向上に寄与する度合い
が大きい。
までに多くの技術が採用されているが、種々の性能向上
技術のうち内部効率の向上は、どのようなサイクルある
いは流体条件のタービンに対しても適用できるため、そ
の応用範囲は広い。また、タービン内部損失のうち、２
次流れ損失は、タービン段落に共通する損失であるた
め、その改善策がタービン効率の向上に寄与する度合い
が大きい。
【０００３】一般的な軸流タービンのタービンノズル
は、図１１に示すように、複数枚のノズル翼１をダイヤ
フラム外輪２とダイヤフラム内輪３との間に形成される
環状流路４に固設することで構成され、各ノズル翼１に
対向して下流側に動翼（図４）が配設されている。
は、図１１に示すように、複数枚のノズル翼１をダイヤ
フラム外輪２とダイヤフラム内輪３との間に形成される
環状流路４に固設することで構成され、各ノズル翼１に
対向して下流側に動翼（図４）が配設されている。
【０００４】タービンノズルのノズル翼１における２次
流れの発生機構を図１１を参照して説明する。
流れの発生機構を図１１を参照して説明する。
【０００５】高圧蒸気などの作動流体は、隣接するノズ
ル翼１，１間の翼間流路を流れる際に流路内で円弧状に
曲げられて流れ、この際、ノズル翼１の背面Ｂから腹面
Ｆ方向に遠心力を生じるが、この遠心力と静圧は平行し
ているため、ノズル翼１の腹面Ｆにおける静圧が高くな
り、ノズル翼１の背面Ｂにおいては、作動流体の流速が
大きいため静圧が低くなる。そのため、流路内ではノズ
ル翼１の腹面Ｆ側から背面Ｂ側に圧力勾配を生じる。こ
の圧力勾配は、ダイヤフラム外輪２とダイヤフラム内輪
３の周壁面上に形成される流速の遅い層、すなわち境界
層においても同じである。
ル翼１，１間の翼間流路を流れる際に流路内で円弧状に
曲げられて流れ、この際、ノズル翼１の背面Ｂから腹面
Ｆ方向に遠心力を生じるが、この遠心力と静圧は平行し
ているため、ノズル翼１の腹面Ｆにおける静圧が高くな
り、ノズル翼１の背面Ｂにおいては、作動流体の流速が
大きいため静圧が低くなる。そのため、流路内ではノズ
ル翼１の腹面Ｆ側から背面Ｂ側に圧力勾配を生じる。こ
の圧力勾配は、ダイヤフラム外輪２とダイヤフラム内輪
３の周壁面上に形成される流速の遅い層、すなわち境界
層においても同じである。
【０００６】一方、ダイヤフラム外輪２とダイヤフラム
内輪３の周壁面上に形成される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、ノズル翼１
の腹面Ｆ側から背面Ｂ側への圧力勾配に抗しきれずに、
ノズル翼１の腹面Ｆ側から背面Ｂ側に向かう方向の２次
流れ６が生じる。
内輪３の周壁面上に形成される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、ノズル翼１
の腹面Ｆ側から背面Ｂ側への圧力勾配に抗しきれずに、
ノズル翼１の腹面Ｆ側から背面Ｂ側に向かう方向の２次
流れ６が生じる。
【０００７】上記２次流れ６は、ノズル翼１の腹面Ｆ側
から背面Ｂ側に向かって流れる際に、ノズル翼１の背面
Ｂ側に衝突して巻き上がり、ノズル翼１の内輪側および
外輪側の両接合端において、二次流れ渦７ａ，７ｂを発
生し、作動流体が保有するエネルギは、この２次流れ渦
７ａ，７ｂを形成するために、その１部が散逸する。
から背面Ｂ側に向かって流れる際に、ノズル翼１の背面
Ｂ側に衝突して巻き上がり、ノズル翼１の内輪側および
外輪側の両接合端において、二次流れ渦７ａ，７ｂを発
生し、作動流体が保有するエネルギは、この２次流れ渦
７ａ，７ｂを形成するために、その１部が散逸する。
【０００８】このように、ノズル流路内で発生する２次
流れ渦７ａ，７ｂは、作動流体の不均一な流れを生じ、
ノズル性能を著しく低下させるので、ノズル流路内に発
生する２次流れ渦７ａ，７ｂに起因する２次流れ損失を
低減するために、種々のタービンノズルが研究されてい
る。
流れ渦７ａ，７ｂは、作動流体の不均一な流れを生じ、
ノズル性能を著しく低下させるので、ノズル流路内に発
生する２次流れ渦７ａ，７ｂに起因する２次流れ損失を
低減するために、種々のタービンノズルが研究されてい
る。
【０００９】２次流れ損失を低減するためのタービンノ
ズルとして、図１２に示すように、ノズル翼を回転中心
と通るラジアル線に対して傾斜させて取り付けた形状と
したものがある。このタービンノズルでは、傾斜ノズル
翼１ｂがロータディクスの回転中心を通るラジアル線Ｅ
に対して傾けて取り付けられている。そのため、傾斜ノ
ズル翼１ｂ，１ｂ間に形成される翼間流路は傾斜した曲
管となり、翼間流路における速度ベクトルは、ダイヤフ
ラム内輪３の方向となる。これにより、ダイヤフラム内
輪３の壁面近傍に発生した境界層は、その成長が抑制さ
れ、２次流れも小さくなる。その結果、ノズル流路内に
発生する２次流れ渦７ａの規模は、図１１に示す形式の
タービンノズルの場合よりも小さくなり、ノズル翼根元
部における２次流れ損失が大幅に減少する。
ズルとして、図１２に示すように、ノズル翼を回転中心
と通るラジアル線に対して傾斜させて取り付けた形状と
したものがある。このタービンノズルでは、傾斜ノズル
翼１ｂがロータディクスの回転中心を通るラジアル線Ｅ
に対して傾けて取り付けられている。そのため、傾斜ノ
ズル翼１ｂ，１ｂ間に形成される翼間流路は傾斜した曲
管となり、翼間流路における速度ベクトルは、ダイヤフ
ラム内輪３の方向となる。これにより、ダイヤフラム内
輪３の壁面近傍に発生した境界層は、その成長が抑制さ
れ、２次流れも小さくなる。その結果、ノズル流路内に
発生する２次流れ渦７ａの規模は、図１１に示す形式の
タービンノズルの場合よりも小さくなり、ノズル翼根元
部における２次流れ損失が大幅に減少する。
【００１０】２次流れ損失を低減するためのタービンノ
ズルとして、図１３に示すように、ノズル翼をロータデ
ィクスの回転中心を通るラジアル線Ｅに対して湾曲させ
て取り付けた形状としたものがある。このタービンノズ
ルの湾曲傾斜ノズル翼１ｃは、その構成、作用が図１０
に示す形式のタービンノズルの傾斜ノズル翼１ｂと同等
であるが、図１３に示すタービンノズルの湾曲ノズル翼
１ｃでは、翼間流路における速度ベクトルが、根元側で
はダイヤフラム内輪３、先端側では逆にダイヤフラム外
輪２の方向となるため、ダイヤフラム内輪、外輪の両方
で境界層の成長を抑制でき、２次流れも傾斜ノズル翼１
ｂよりも小さくなる。その結果、ノズル翼の根元部およ
び先端部で２次流れ損失が図１１に示す形式のタービン
ノズルに比べて大幅に低減する。
ズルとして、図１３に示すように、ノズル翼をロータデ
ィクスの回転中心を通るラジアル線Ｅに対して湾曲させ
て取り付けた形状としたものがある。このタービンノズ
ルの湾曲傾斜ノズル翼１ｃは、その構成、作用が図１０
に示す形式のタービンノズルの傾斜ノズル翼１ｂと同等
であるが、図１３に示すタービンノズルの湾曲ノズル翼
１ｃでは、翼間流路における速度ベクトルが、根元側で
はダイヤフラム内輪３、先端側では逆にダイヤフラム外
輪２の方向となるため、ダイヤフラム内輪、外輪の両方
で境界層の成長を抑制でき、２次流れも傾斜ノズル翼１
ｂよりも小さくなる。その結果、ノズル翼の根元部およ
び先端部で２次流れ損失が図１１に示す形式のタービン
ノズルに比べて大幅に低減する。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】湾曲傾斜ノズル１ｃを
有するタービンノズルでは、速度ベクトルが根元側でダ
イヤフラム内輪３の方向に、先端側でダイヤフラム外輪
２の方向となるため、図５の翼高さ比に対する流量分布
図で実線で示す流量分布８となる。上記速度ベクトル
は、ダイヤフラム内輪３の壁面近傍では壁面方向に向い
ているため２次流れ損失は低減できるが、図６の翼高さ
比に対する損失分布図で実線で示す損失分布９となり、
流路中央部の効率の良い部分での流量が、従来ノズルと
比較して少なくなり、流路中央部の段落効率への貢献度
は小さくなる。
有するタービンノズルでは、速度ベクトルが根元側でダ
イヤフラム内輪３の方向に、先端側でダイヤフラム外輪
２の方向となるため、図５の翼高さ比に対する流量分布
図で実線で示す流量分布８となる。上記速度ベクトル
は、ダイヤフラム内輪３の壁面近傍では壁面方向に向い
ているため２次流れ損失は低減できるが、図６の翼高さ
比に対する損失分布図で実線で示す損失分布９となり、
流路中央部の効率の良い部分での流量が、従来ノズルと
比較して少なくなり、流路中央部の段落効率への貢献度
は小さくなる。
【００１２】本発明は上記従来技術の課題を解決するた
めになされたのであり、簡素な構造で２次流れ損失を低
減し、流量分布を制御することによりタービン段落性能
を向上させたタービンノズルおよびタービン動翼を提供
することを目的とする。
めになされたのであり、簡素な構造で２次流れ損失を低
減し、流量分布を制御することによりタービン段落性能
を向上させたタービンノズルおよびタービン動翼を提供
することを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】請求項１のタービンノズ
ルは、ダイヤフラム内輪とダイヤフラム外輪との間に形
成される環状流路の周方向に複数のノズル翼を列状に配
設し、各ノズル翼をダイヤフラム内輪側の接合端におい
て固定したタービンノズルにおいて、各高さ位置におけ
るノズル翼断面を円周方向に移動し、断面基準線が流体
流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有しかつ
極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１つの
極大点を有するように湾曲した特徴を有する。
ルは、ダイヤフラム内輪とダイヤフラム外輪との間に形
成される環状流路の周方向に複数のノズル翼を列状に配
設し、各ノズル翼をダイヤフラム内輪側の接合端におい
て固定したタービンノズルにおいて、各高さ位置におけ
るノズル翼断面を円周方向に移動し、断面基準線が流体
流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有しかつ
極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１つの
極大点を有するように湾曲した特徴を有する。
【００１４】請求項２のタービンノズルは、請求項１の
タービンノズルにおいて、断面基準線の根元側極大点が
翼高さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点
が翼高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴と
する。
タービンノズルにおいて、断面基準線の根元側極大点が
翼高さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点
が翼高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴と
する。
【００１５】請求項３のタービン動翼は、タービンロー
タの植込部に複数の動翼を列状に配設して構成するター
ビン動翼において、各高さ位置における動翼断面を円周
方向に移動し、断面基準線を基準ラジアル線に対して流
体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有しか
つ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１つ
の極大点を有するように湾曲した特徴を有する。
タの植込部に複数の動翼を列状に配設して構成するター
ビン動翼において、各高さ位置における動翼断面を円周
方向に移動し、断面基準線を基準ラジアル線に対して流
体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有しか
つ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１つ
の極大点を有するように湾曲した特徴を有する。
【００１６】請求項４のタービン動翼は、請求項３のタ
ービン動翼において、断面基準線の根元側極大点が翼高
さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼
高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とす
る。
ービン動翼において、断面基準線の根元側極大点が翼高
さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼
高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とす
る。
【００１７】請求項５のタービンノズルは、ダイヤフラ
ム内輪とダイヤフラム外輪との間に形成される環状流路
の周方向に複数のノズル翼を列状に配設し、各ノズル翼
をダイヤフラム内輪側の接合端において固定したタービ
ンノズルにおいて、各高さ位置におけるノズル翼断面を
軸方向に移動し、断面基準線が流体流出側に翼高さ中央
部において１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間
および極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するよう
に湾曲した特徴を有する。
ム内輪とダイヤフラム外輪との間に形成される環状流路
の周方向に複数のノズル翼を列状に配設し、各ノズル翼
をダイヤフラム内輪側の接合端において固定したタービ
ンノズルにおいて、各高さ位置におけるノズル翼断面を
軸方向に移動し、断面基準線が流体流出側に翼高さ中央
部において１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間
および極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するよう
に湾曲した特徴を有する。
【００１８】請求項６のタービンノズルは、請求項５の
タービンノズルにおいて、断面基準線の根元側極大点が
翼高さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点
が翼高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴と
する。
タービンノズルにおいて、断面基準線の根元側極大点が
翼高さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点
が翼高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴と
する。
【００１９】請求項７のタービン動翼は、タービンロー
タの植込部に複数の動翼を列状に配設して構成するター
ビン動翼において、各高さ位置における動翼断面を軸方
向に移動し、断面基準線を基準ラジアル線に対して流体
流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有しかつ
極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１つの
極大点を有するように湾曲した特徴を有する。
タの植込部に複数の動翼を列状に配設して構成するター
ビン動翼において、各高さ位置における動翼断面を軸方
向に移動し、断面基準線を基準ラジアル線に対して流体
流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有しかつ
極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１つの
極大点を有するように湾曲した特徴を有する。
【００２０】請求項８のタービン動翼は、請求項７のタ
ービン動翼において、断面基準線の根元側極大点が翼高
さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼
高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とす
る。
ービン動翼において、断面基準線の根元側極大点が翼高
さ比で０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼
高さ比で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とす
る。
【００２１】
【作用】請求項１のタービンノズルでは、各高さ位置に
おけるノズル翼断面を円周方向に移動し、断面基準線が
流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有し
かつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１
つの極大点を有する湾曲形状としたことで、翼列間の内
外周壁面近傍での２次流れ損失を低減するとともに、速
度ベクトルが中央高さ部へ向き、中央高さ位置での効率
の良い部分を通過する流量割合が増加する。
おけるノズル翼断面を円周方向に移動し、断面基準線が
流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有し
かつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１
つの極大点を有する湾曲形状としたことで、翼列間の内
外周壁面近傍での２次流れ損失を低減するとともに、速
度ベクトルが中央高さ部へ向き、中央高さ位置での効率
の良い部分を通過する流量割合が増加する。
【００２２】請求項３のタービン動翼では、各高さ位置
における動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線を基
準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部におい
て１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極
小点と翼根元の間に１つの極大点を有する湾曲形状とし
たことで、翼列間の内外周壁面近傍での２次流れ損失を
低減するとともに、速度ベクトルが中央高さ部へ向き、
中央高さ位置での効率の良い部分を通過する流量割合が
増加する。
における動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線を基
準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部におい
て１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極
小点と翼根元の間に１つの極大点を有する湾曲形状とし
たことで、翼列間の内外周壁面近傍での２次流れ損失を
低減するとともに、速度ベクトルが中央高さ部へ向き、
中央高さ位置での効率の良い部分を通過する流量割合が
増加する。
【００２３】請求項５のタービンノズルでは、各高さ位
置におけるノズル翼断面を軸方向に移動し、断面基準線
が流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有
しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に
１つの極大点を有する湾曲形状としたことで、翼列間の
内外周壁面近傍での２次流れ損失は低減され、速度ベク
トルは中央高さ部へ向き、中央高さ位置での効率の良い
部分を通過する流量割合が増加する。
置におけるノズル翼断面を軸方向に移動し、断面基準線
が流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有
しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に
１つの極大点を有する湾曲形状としたことで、翼列間の
内外周壁面近傍での２次流れ損失は低減され、速度ベク
トルは中央高さ部へ向き、中央高さ位置での効率の良い
部分を通過する流量割合が増加する。
【００２４】請求項７のタービン動翼では、各高さ位置
における動翼断面を軸方向に移動し、断面基準線を基準
ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部において
１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極小
点と翼根元の間に１つの極大点を有する湾曲形状とした
ことで、翼列間の内外周壁面近傍での２次流れ損失は低
減され、速度ベクトルは中央高さ部へ向き、中央高さ位
置での効率の良い部分を通過する流量割合が増加する。
における動翼断面を軸方向に移動し、断面基準線を基準
ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部において
１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極小
点と翼根元の間に１つの極大点を有する湾曲形状とした
ことで、翼列間の内外周壁面近傍での２次流れ損失は低
減され、速度ベクトルは中央高さ部へ向き、中央高さ位
置での効率の良い部分を通過する流量割合が増加する。
【００２５】
【実施例】以下本発明の実施例を図面を参照して説明す
る。
る。
【００２６】図１は本発明によるタービンノズルの構造
の一部をノズル出口側より視た斜視図であり、タービン
ノズル１０は、複数枚のノズル翼１１をダイヤフラム外
輪１２とダイヤフラム内輪１３との間に形成される環状
流路１４に周方向に所定間隔を置いて列状に配設し、各
ノズル翼１１の根元部および先端部をダイヤフラム内輪
１３およびダイヤフラム外輪１２に固定することで構成
されている。環状流路１４への流体流入方向を符号Ｉで
示す。
の一部をノズル出口側より視た斜視図であり、タービン
ノズル１０は、複数枚のノズル翼１１をダイヤフラム外
輪１２とダイヤフラム内輪１３との間に形成される環状
流路１４に周方向に所定間隔を置いて列状に配設し、各
ノズル翼１１の根元部および先端部をダイヤフラム内輪
１３およびダイヤフラム外輪１２に固定することで構成
されている。環状流路１４への流体流入方向を符号Ｉで
示す。
【００２７】図２は本発明によるタービンノズル１０の
ノズル翼１１の後縁形状を示す図であり、タービンノズ
ル１０の軸中心を通るラジアル線Ｅとノズル翼１１の後
縁線との関係が示されている。すなわち、ノズル翼１１
は、各高さ位置におけるノズル翼断面を円周方向に移動
し、ノズル翼の断面基準線１１ａが軸中心を通るラジア
ル線Ｅに対して翼高さ中央部において１つの極小点Ｐｃ
を有しかつ極小点Ｐｃと翼先端の間に１つの極大点Ｐｂ
および極小点Ｐｃと翼根元の間に１つの極大点Ｐａを有
するように湾曲した特徴を有する。根元側極大点Ｐａ
は、ダイヤフラム内輪１３から距離Ｒの位置にあり、先
端側極大点Ｐｂは、ダイヤフラム外輪１２から距離Ｔの
位置にあり、極小点Ｐｃは、ＰＣＤ部Ｇに位置する。
ノズル翼１１の後縁形状を示す図であり、タービンノズ
ル１０の軸中心を通るラジアル線Ｅとノズル翼１１の後
縁線との関係が示されている。すなわち、ノズル翼１１
は、各高さ位置におけるノズル翼断面を円周方向に移動
し、ノズル翼の断面基準線１１ａが軸中心を通るラジア
ル線Ｅに対して翼高さ中央部において１つの極小点Ｐｃ
を有しかつ極小点Ｐｃと翼先端の間に１つの極大点Ｐｂ
および極小点Ｐｃと翼根元の間に１つの極大点Ｐａを有
するように湾曲した特徴を有する。根元側極大点Ｐａ
は、ダイヤフラム内輪１３から距離Ｒの位置にあり、先
端側極大点Ｐｂは、ダイヤフラム外輪１２から距離Ｔの
位置にあり、極小点Ｐｃは、ＰＣＤ部Ｇに位置する。
【００２８】各ノズル翼１１は、ダイヤフラム外輪１２
とダイヤフラム内輪１３との間の環状流路１４に周方向
に所定間隔を置いて列状に配設されることで、ノズル翼
１１間流路が曲管となり、ノズル翼間での速度ベクトル
Ｄは、図２に示すように、ノズル翼１１の根元部ではダ
イヤフラム内輪３側に指向し、ノズル翼１１の先端部で
はダイヤフラム外輪２側に指向し、ノズル翼１１の中央
部ではＰＣＤ部Ｇに指向する。
とダイヤフラム内輪１３との間の環状流路１４に周方向
に所定間隔を置いて列状に配設されることで、ノズル翼
１１間流路が曲管となり、ノズル翼間での速度ベクトル
Ｄは、図２に示すように、ノズル翼１１の根元部ではダ
イヤフラム内輪３側に指向し、ノズル翼１１の先端部で
はダイヤフラム外輪２側に指向し、ノズル翼１１の中央
部ではＰＣＤ部Ｇに指向する。
【００２９】しかして、本発明によるタービンノズル１
０は、図５に示すように、後縁をラジアル線Ｅと一致さ
せた従来のノズル翼の流量分布１５に対してＷ字型の流
量分布１６となる。この流量分布１６は、従来の湾曲型
ノズルの流量分布８のように根元部（翼高さ比０位置）
と先端部（翼高さ比１．０位置）で従来翼より流量が多
く流れる傾向を保ち、中央部でも従来翼レベル以上の流
量割合を流す。
０は、図５に示すように、後縁をラジアル線Ｅと一致さ
せた従来のノズル翼の流量分布１５に対してＷ字型の流
量分布１６となる。この流量分布１６は、従来の湾曲型
ノズルの流量分布８のように根元部（翼高さ比０位置）
と先端部（翼高さ比１．０位置）で従来翼より流量が多
く流れる傾向を保ち、中央部でも従来翼レベル以上の流
量割合を流す。
【００３０】図６は、翼高さ比に対する損失分布図を示
し、本発明によるタービンノズル１０の損失分布（点
線）は符号１７で示され、従来の湾曲ノズル翼１ｃのタ
ービンノズルの損失分布（実線）は符号１８で示されて
いる。
し、本発明によるタービンノズル１０の損失分布（点
線）は符号１７で示され、従来の湾曲ノズル翼１ｃのタ
ービンノズルの損失分布（実線）は符号１８で示されて
いる。
【００３１】すなわち、湾曲ノズル１ｃのタービンノズ
ルでは、従来の湾曲ノズル翼１ｃの根元部、先端部付近
で速度ベクトルＤがそれぞれダイヤフラム内輪３側、ダ
イヤフラム外輪２側に向いて２次流れ損失を抑えている
ため、その損失分布１８は従来のノズル翼１ｂのタービ
ンノズルの損失分布９と比較して根元部、先端部付近で
２次流れ損失を押さえた分だけ小さくなる。
ルでは、従来の湾曲ノズル翼１ｃの根元部、先端部付近
で速度ベクトルＤがそれぞれダイヤフラム内輪３側、ダ
イヤフラム外輪２側に向いて２次流れ損失を抑えている
ため、その損失分布１８は従来のノズル翼１ｂのタービ
ンノズルの損失分布９と比較して根元部、先端部付近で
２次流れ損失を押さえた分だけ小さくなる。
【００３２】これに対して、本発明によるタービンノズ
ル１０は、根元部、先端部において従来の湾曲ノズル翼
１ｃと同様に速度ベクトルＤがそれぞれダイヤフラム内
輪１３側、ダイヤフラム外輪１２側に向いているため、
その損失分布１７は湾曲ノズル翼１ｃのタービンノズル
の損失分布１８とほとんど同レベルの分布となる。
ル１０は、根元部、先端部において従来の湾曲ノズル翼
１ｃと同様に速度ベクトルＤがそれぞれダイヤフラム内
輪１３側、ダイヤフラム外輪１２側に向いているため、
その損失分布１７は湾曲ノズル翼１ｃのタービンノズル
の損失分布１８とほとんど同レベルの分布となる。
【００３３】図７は、図５および図６により得られる半
径方向の翼高さ比に対する出力比分布図を示す。図７に
おいて、本発明によるタービンノズル１０の出力分布
（点線）を符号１９で示し、従来のノズル翼１ｂのター
ビンノズルの損失分布（実線）を符号２０で示し、従来
の湾曲ノズル翼１ｃのタービンノズルの損失分布（実
線）を符号２１で示す。
径方向の翼高さ比に対する出力比分布図を示す。図７に
おいて、本発明によるタービンノズル１０の出力分布
（点線）を符号１９で示し、従来のノズル翼１ｂのター
ビンノズルの損失分布（実線）を符号２０で示し、従来
の湾曲ノズル翼１ｃのタービンノズルの損失分布（実
線）を符号２１で示す。
【００３４】本発明によるタービンノズル１０では、ノ
ズル翼１１が高効率の中央部において流量が多く流れる
構造となっているため、この部分で高出力が得られ、根
元部および先端部でも、２次流れ損失低減により従来の
ノズル翼１ｂのタービンノズルの出力分布２０より高い
出力が得られる。
ズル翼１１が高効率の中央部において流量が多く流れる
構造となっているため、この部分で高出力が得られ、根
元部および先端部でも、２次流れ損失低減により従来の
ノズル翼１ｂのタービンノズルの出力分布２０より高い
出力が得られる。
【００３５】図８は、本発明によるタービンノズルの翼
高さ０．５より根元側の出力分布比図であり、ダイヤフ
ラム内輪１３側の極大点Ｐａの位置と湾曲ノズル翼１ｃ
に対する出力比の関係を示している。図８において、横
軸は翼高さを１．０とした場合の翼断面位置を比率で示
し、縦軸は湾曲ノズルにおける半径方向の出力分布を各
翼断面位置において１．０として無次元化した出力比を
示す。
高さ０．５より根元側の出力分布比図であり、ダイヤフ
ラム内輪１３側の極大点Ｐａの位置と湾曲ノズル翼１ｃ
に対する出力比の関係を示している。図８において、横
軸は翼高さを１．０とした場合の翼断面位置を比率で示
し、縦軸は湾曲ノズルにおける半径方向の出力分布を各
翼断面位置において１．０として無次元化した出力比を
示す。
【００３６】本発明によるタービンノズル１０は、出力
曲線が翼高さ比において０．１〜０．５の間に極大点Ｐ
ａが位置する時に従来の湾曲ノズル翼１ｃより高出力が
得られ、タービン効率が大幅に向上する。
曲線が翼高さ比において０．１〜０．５の間に極大点Ｐ
ａが位置する時に従来の湾曲ノズル翼１ｃより高出力が
得られ、タービン効率が大幅に向上する。
【００３７】図９は、本発明によるタービンノズルの翼
高さ０．５より先端側の出力分布比図であり、ダイヤフ
ラム内輪１３側の極大点Ｐａの位置と湾曲ノズル翼１ｃ
に対する出力比の関係を示している。
高さ０．５より先端側の出力分布比図であり、ダイヤフ
ラム内輪１３側の極大点Ｐａの位置と湾曲ノズル翼１ｃ
に対する出力比の関係を示している。
【００３８】本発明によるタービンノズル１０のノズル
翼１１は、出力曲線が翼高さ比において０．５〜０．９
の間に極大点Ｐｂが位置する時に従来の湾曲ノズル翼１
ｃよりも高出力が得られ、タービン効率が大幅に向上す
る。
翼１１は、出力曲線が翼高さ比において０．５〜０．９
の間に極大点Ｐｂが位置する時に従来の湾曲ノズル翼１
ｃよりも高出力が得られ、タービン効率が大幅に向上す
る。
【００３９】なお、本発明によるタービンノズル１０で
は、極大点が０．５の場合、従来の湾曲ノズル翼１ｃと
同形状となるため、出力比は同レベルとなる。また、根
元側で０．１以下、または、先端で０．９以上の翼高さ
位置に極大点が位置する場合、それぞれの壁面近傍にお
いて湾曲形状による２次流れを押さえる効果が小さくな
り、出力も従来の湾曲ノズル翼１ｃに比べて小さくな
る。
は、極大点が０．５の場合、従来の湾曲ノズル翼１ｃと
同形状となるため、出力比は同レベルとなる。また、根
元側で０．１以下、または、先端で０．９以上の翼高さ
位置に極大点が位置する場合、それぞれの壁面近傍にお
いて湾曲形状による２次流れを押さえる効果が小さくな
り、出力も従来の湾曲ノズル翼１ｃに比べて小さくな
る。
【００４０】図３は本発明によるタービン動翼３０を示
し、このタービン動翼３０は、タービンロータ３１の植
込部３１ａに複数の動翼３２を列状に配設し、各動翼３
２の外周端をシュラウド３３で固定することで構成され
る。このタービン動翼３０は、タービンノズル１０の下
流側に動翼３２がノズル翼１１に対向するように配設さ
れる。
し、このタービン動翼３０は、タービンロータ３１の植
込部３１ａに複数の動翼３２を列状に配設し、各動翼３
２の外周端をシュラウド３３で固定することで構成され
る。このタービン動翼３０は、タービンノズル１０の下
流側に動翼３２がノズル翼１１に対向するように配設さ
れる。
【００４１】上記タービン動翼３０の各動翼３２は、図
２で示すタービン翼１１と同様に、各高さ位置における
動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線を基準ラジア
ル線に対して流体流出側に翼高さ中央部において１つの
極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼
根元の間に１つの極大点を有するように湾曲した特徴を
有する。
２で示すタービン翼１１と同様に、各高さ位置における
動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線を基準ラジア
ル線に対して流体流出側に翼高さ中央部において１つの
極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼
根元の間に１つの極大点を有するように湾曲した特徴を
有する。
【００４２】タービン動翼３０の各動翼３２は、環状流
路に配設されることで動翼３２間流路が曲管となり、翼
間での速度ベクトルＤは、動翼３２の根元部ではタービ
ンロータ３１側に指向し、動翼３２の先端部ではダイヤ
フラム外輪１２側に指向し、動翼３２のの中央部ではＰ
ＣＤ部Ｇを指向する。したがって、タービン動翼３０の
動翼３２は、タービンノズル１０のノズル翼１１と同等
の効果を奏する。
路に配設されることで動翼３２間流路が曲管となり、翼
間での速度ベクトルＤは、動翼３２の根元部ではタービ
ンロータ３１側に指向し、動翼３２の先端部ではダイヤ
フラム外輪１２側に指向し、動翼３２のの中央部ではＰ
ＣＤ部Ｇを指向する。したがって、タービン動翼３０の
動翼３２は、タービンノズル１０のノズル翼１１と同等
の効果を奏する。
【００４３】図４は、本発明によるタービンノズルおよ
びタービン動翼の他の実施例の周方向から見た図であ
り、この実施例のタービンノズル４０の各ノズル翼４１
およびタービン動翼４２の各動翼４３は、断面基準線４
１ａ，４３ａが基準ラジアル線に対して流体流出側に、
１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極小
点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲した
特徴を有する。
びタービン動翼の他の実施例の周方向から見た図であ
り、この実施例のタービンノズル４０の各ノズル翼４１
およびタービン動翼４２の各動翼４３は、断面基準線４
１ａ，４３ａが基準ラジアル線に対して流体流出側に、
１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極小
点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲した
特徴を有する。
【００４４】すなわち、タービンノズル４０のノズル翼
４１は、断面基準線４１ａが翼高さ中央部において１つ
の極小点を有しかつ極小点と翼先端の間に１つの極大点
および極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するよう
に湾曲した特徴を有するので、速度ベクトルＤは、根元
部ではダイヤフラム内輪１３方向へ、先端部においては
ダイヤフラム外輪１２方向へ向くため、２次流れ損失の
低減効果が見られ、また、中央部の凹部により中央部で
の低損失部分への流量を増加させることになり、周方向
に同形状のノズル翼１１と同等の効果を奏する。
４１は、断面基準線４１ａが翼高さ中央部において１つ
の極小点を有しかつ極小点と翼先端の間に１つの極大点
および極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するよう
に湾曲した特徴を有するので、速度ベクトルＤは、根元
部ではダイヤフラム内輪１３方向へ、先端部においては
ダイヤフラム外輪１２方向へ向くため、２次流れ損失の
低減効果が見られ、また、中央部の凹部により中央部で
の低損失部分への流量を増加させることになり、周方向
に同形状のノズル翼１１と同等の効果を奏する。
【００４５】また、タービン動翼４２の動翼４３も、断
面基準線４３ａが翼高さ中央部において１つの極小点を
有しかつ極小点と翼先端の間に１つの極大点および極小
点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲した
特徴を有するので、速度ベクトルＤは、根元部ではダイ
ヤフラム内輪１３方向へ、先端部においてはダイヤフラ
ム外輪１２方向へ向くため、２次流れ損失の低減効果が
見られ、また、中央部の凹部により中央部での低損失部
分への流量を増加させることになり、周方向に同形状の
動翼３２と同等の効果を示す。
面基準線４３ａが翼高さ中央部において１つの極小点を
有しかつ極小点と翼先端の間に１つの極大点および極小
点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲した
特徴を有するので、速度ベクトルＤは、根元部ではダイ
ヤフラム内輪１３方向へ、先端部においてはダイヤフラ
ム外輪１２方向へ向くため、２次流れ損失の低減効果が
見られ、また、中央部の凹部により中央部での低損失部
分への流量を増加させることになり、周方向に同形状の
動翼３２と同等の効果を示す。
【００４６】タービンノズルのノズル翼の作用を図１０
で説明する。
で説明する。
【００４７】ノズル翼を通過した流体はある角度αでノ
ズル翼から流出する。このノズル流出速度をＣ2 とする
と、ノズル流出速度の周方向成分ベクトルはＣt 、ノズ
ル流出速度の軸方向成分ベクトルはＣa となる。
ズル翼から流出する。このノズル流出速度をＣ2 とする
と、ノズル流出速度の周方向成分ベクトルはＣt 、ノズ
ル流出速度の軸方向成分ベクトルはＣa となる。
【００４８】図１で示す実施例は、ノズル翼の断面を周
方向の移動することにより、ノズル流出速度の周方向成
分ベクトルＣt を図２に示すような半径方向分布とし、
２次流れ損失の低減と中央部の効率のよい部分への流量
割合の増加という効果を奏する。
方向の移動することにより、ノズル流出速度の周方向成
分ベクトルＣt を図２に示すような半径方向分布とし、
２次流れ損失の低減と中央部の効率のよい部分への流量
割合の増加という効果を奏する。
【００４９】図３で示す実施例は、ノズル流出速度の軸
方向成分ベクトルＣa を図２に示すような半径方向分布
とし、２次流れ損失の低減と中央部の効率のよい部分へ
の流量割合の増加という効果を奏する。
方向成分ベクトルＣa を図２に示すような半径方向分布
とし、２次流れ損失の低減と中央部の効率のよい部分へ
の流量割合の増加という効果を奏する。
【００５０】すなわち、図１で示す実施例では、断面位
置が周方向の流体流出側に上記形状を有するように定義
したものであり、図３で示す実施例では、断面の移動方
向を周方向から軸方向とすることによって、断面位置が
軸方向の流体流出側に上記形状を有するように定義した
ものである。
置が周方向の流体流出側に上記形状を有するように定義
したものであり、図３で示す実施例では、断面の移動方
向を周方向から軸方向とすることによって、断面位置が
軸方向の流体流出側に上記形状を有するように定義した
ものである。
【００５１】
【発明の効果】以上述べたように、請求項１のタービン
ノズルは、各高さ位置におけるノズル翼断面を円周方向
に移動し、断面基準線が流体流出側に翼高さ中央部にお
いて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲
することで、ダイヤフラム内輪、ダイヤフラム外輪の壁
面近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通
過する流量割合を増加させることでタービン段落性能を
大幅に向上させることができる。
ノズルは、各高さ位置におけるノズル翼断面を円周方向
に移動し、断面基準線が流体流出側に翼高さ中央部にお
いて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲
することで、ダイヤフラム内輪、ダイヤフラム外輪の壁
面近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通
過する流量割合を増加させることでタービン段落性能を
大幅に向上させることができる。
【００５２】また、請求項３のタービン動翼は、各高さ
位置における動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線
を基準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部に
おいて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間およ
び極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾
曲することで、タービンロータ、ダイヤフラム外輪の壁
面近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通
過する流量割合を増加させることでタービン段落性能を
大幅に向上させることができる。
位置における動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線
を基準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部に
おいて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間およ
び極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾
曲することで、タービンロータ、ダイヤフラム外輪の壁
面近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通
過する流量割合を増加させることでタービン段落性能を
大幅に向上させることができる。
【００５３】また、請求項５のタービンノズルは、各高
さ位置におけるノズル翼断面を軸方向に移動し、断面基
準線が流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点
を有しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の
間に１つの極大点を有するように湾曲することで、ダイ
ヤフラム内輪、ダイヤフラム外輪の壁面近傍の２次流れ
損失を低減するとともに、中央部を通過する流量割合を
増加させることでタービン段落性能を大幅に向上させる
ことができる。
さ位置におけるノズル翼断面を軸方向に移動し、断面基
準線が流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点
を有しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の
間に１つの極大点を有するように湾曲することで、ダイ
ヤフラム内輪、ダイヤフラム外輪の壁面近傍の２次流れ
損失を低減するとともに、中央部を通過する流量割合を
増加させることでタービン段落性能を大幅に向上させる
ことができる。
【００５４】また、請求項７のタービン動翼は、各高さ
位置における動翼断面を軸方向に移動し、断面基準線を
基準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部にお
いて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲
することで、タービンロータ、ダイヤフラム外輪の壁面
近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通過
する流量割合を増加させることでタービン段落性能を大
幅に向上させることができる。
位置における動翼断面を軸方向に移動し、断面基準線を
基準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部にお
いて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲
することで、タービンロータ、ダイヤフラム外輪の壁面
近傍の２次流れ損失を低減するとともに、中央部を通過
する流量割合を増加させることでタービン段落性能を大
幅に向上させることができる。
【図１】本発明によるタービンノズルのノズル翼を流体
流出側より見た斜視図。
流出側より見た斜視図。
【図２】本発明によるタービンノズルのノズル翼の後縁
形状を示す図。
形状を示す図。
【図３】本発明によるタービン動翼の動翼を流体流出側
より見た斜視図。
より見た斜視図。
【図４】本発明によるタービンノズルおよびタービン動
翼の他の実施例を周方向から見た図。
翼の他の実施例を周方向から見た図。
【図５】翼高さ比に対する流量分布図。
【図６】翼高さ比に対する損失分布図。
【図７】翼高さ比に対する出力比分布図。
【図８】根元部側極大点に対する出力比分布図。
【図９】先端部側極大点に対する出力比分布図。
【図１０】ノズル流出速度を周方向成分ベクトルと軸方
向成分ベクトルに分解して示す図。
向成分ベクトルに分解して示す図。
【図１１】従来のタービンノズルのノズル翼を流体流出
側により見た斜視図。
側により見た斜視図。
【図１２】従来のタービンノズルの傾斜ノズル翼を流体
流出側より見た斜視図。
流出側より見た斜視図。
【図１３】従来のタービンノズルの湾曲ノズル翼を流体
流出側より見た斜視図。
流出側より見た斜視図。
１０ タービンノズル １１ ノズル翼 １１ａ 断面基準線 １２ ダイヤフラム外輪 １３ ダイヤフラム内輪 １４ 環状流路 ３０ タービン動翼 ３２ 動翼 ３１ タービンロータ ３１ａ タービンロータの植込部 Ｐａ 極大点 Ｐｂ 極大点 Ｐｃ 極小点
Claims (8)
- 【請求項１】ダイヤフラム内輪とダイヤフラム外輪との
間に形成される環状流路の周方向に複数のノズル翼を列
状に配設し、各ノズル翼をダイヤフラム内輪側の接合端
において固定したタービンノズルにおいて、各高さ位置
におけるノズル翼断面を円周方向に移動し、断面基準線
が流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有
しかつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に
１つの極大点を有するように湾曲した特徴を有するター
ビンノズル。 - 【請求項２】断面基準線の根元側極大点が翼高さ比で
０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼高さ比
で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とする請求項
１に記載のタービンノズル。 - 【請求項３】タービンロータの植込部に複数の動翼を列
状に配設して構成するタービン動翼において、各高さ位
置における動翼断面を円周方向に移動し、断面基準線を
基準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部にお
いて１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および
極小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲
した特徴を有するタービン動翼。 - 【請求項４】断面基準線の根元側極大点が翼高さ比で
０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼高さ比
で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とする請求項
３に記載のタービン動翼。 - 【請求項５】ダイヤフラム内輪とダイヤフラム外輪との
間に形成される環状流路の周方向に複数のノズル翼を列
状に配設し、各ノズル翼をダイヤフラム内輪側の接合端
において固定したタービンノズルにおいて、各高さ位置
におけるノズル翼断面を軸方向に移動し、断面基準線が
流体流出側に翼高さ中央部において１つの極小点を有し
かつ極小点と翼先端の間および極小点と翼根元の間に１
つの極大点を有するように湾曲した特徴を有するタービ
ンノズル。 - 【請求項６】断面基準線の根元側極大点が翼高さ比で
０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼高さ比
で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とする請求項
５に記載のタービンノズル。 - 【請求項７】タービンロータの植込部に複数の動翼を列
状に配設して構成するタービン動翼において、各高さ位
置における動翼断面を軸方向に移動し、断面基準線を基
準ラジアル線に対して流体流出側に翼高さ中央部におい
て１つの極小点を有しかつ極小点と翼先端の間および極
小点と翼根元の間に１つの極大点を有するように湾曲し
た特徴を有するタービン動翼。 - 【請求項８】断面基準線の根元側極大点が翼高さ比で
０．１〜０．５の位置にあり、先端側極大点が翼高さ比
で０．５〜０．９の位置にあることを特徴とする請求項
７に記載のタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23177794A JPH0893404A (ja) | 1994-09-27 | 1994-09-27 | タービンノズルおよびタービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23177794A JPH0893404A (ja) | 1994-09-27 | 1994-09-27 | タービンノズルおよびタービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0893404A true JPH0893404A (ja) | 1996-04-09 |
Family
ID=16928877
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23177794A Pending JPH0893404A (ja) | 1994-09-27 | 1994-09-27 | タービンノズルおよびタービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0893404A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6431829B1 (en) | 1999-06-03 | 2002-08-13 | Ebara Corporation | Turbine device |
| JP2008157246A (ja) * | 2006-12-22 | 2008-07-10 | General Electric Co <Ge> | 傾斜静翼を含むガスタービンエンジン及びそれを組立てる方法 |
| JP2008157247A (ja) * | 2006-12-22 | 2008-07-10 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンのタービン組立体及びその製造方法 |
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| EP1995469A1 (en) * | 2006-03-14 | 2008-11-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade for axial-flow fluid machine |
| JPWO2020161943A1 (ja) * | 2019-02-07 | 2021-09-30 | 株式会社Ihi | 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼 |
-
1994
- 1994-09-27 JP JP23177794A patent/JPH0893404A/ja active Pending
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