JPS5820903A - タ−ビン静翼 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、軸流機械の静翼構造に係り、特に′蒸気、ガ
スタービン等の段落性能を向上させるに好適な静翼構造
に関するものである。

従来の多段軸流タービンの段落構造につき、第１図を用
いて説明する。軸流タービンは、主流８の持つ熱エネル
ギを、静翼ｌと動翼３から構成される出力段落によって
、仕事に・変換する。静翼１は、ダイヤフラム２の内輪
、外輪間に円環状に複数枚配設されて円環翼列を構成し
ている。ダイヤフラム２＃−ｉ車室６ｊＣ固定され、静
翼１を静止翼列としている。静翼ＩＫよって、その熱エ
ネルギを、運動エネルギに変換された主流８は、静翼１
の下流側に配設された動翼３によって、・その運動エネ
ルギを回転駆動力として堆り出される。動翼３は、ロー
タディスク４に、円環状に複数枚配設されて、回転翼列
を構成しており、その先端は、シュラウドリング５によ
って連結されている。このように１靜翼１とダイヤフラ
ム２より構成される静止部と、動翼３、シュラウドリン
ク５およびロータディスク４．より構成される回転部と
から１つの出力段落が構成されている。多段タービンで
は、上記の出力段落が複数段、直列に配役されて全体を
形成している。

さて、このような構造の多段タービンにおいて、特有に
発生する流体損失を以下説明する。第１図に示すように
、主流８の１部は漏洩流となり、動翼３を通過せずに、
ダイヤフラム２に固定されたシールフィン７と、シュラ
ウドリング５の間の間隙を通過して下流へ流れ去る。こ
の漏洩流を先端漏洩流９と称する。この先端漏洩流９の
状態を、第２図を用いて説明する。静翼１間の流路を通
過して流れる主流８は、動翼３間の流路を通過して転向
する。最終的に、主流８は動翼３の下流では、タービン
軸中心を向いて流れる。一方、先端漏洩流９は、動翼で
の転向を行なわず、静翼１を流出した時の流れ方向で、
動翼３の下流へ流れ去る。

このため、動翼３の下流では、軸方向に対して、θなる
偏向角１４を有して流れる。なお、図中羽根矢印は動翼
３の回転方向を示す。

以上のような理由により、動翼下流における渡れの状態
は第３図（ａ）（ｂ）に示すようなものとなる。

動翼３の下流、すなわち、第１図において静翼■と動翼
３からなる前置段落と、静翼１′と動翼３′からなる後
続段落の間における流れの状態は、タービン軸中心方向
１１に向って流れる主流８と、動翼回転方向に向って偏
向して流れる先端漏洩流９が混合して、動翼先端に向っ
てねじれた流れとなっている。

このような、動翼下流において、先端漏洩流９の存゛在
によって発生するねじれた流れは、後続段落の靜ｌｉｔ
　１／の迎え角損失を増大させて、軸流多段タービンの
効率を低下させる原因の１つとなっている。以下、第４
図、第５図を用いて、この損失の発生機構を説明する。

さて、静翼、動翼等の翼列において発生する損失の中の
１つとして、迎え角損失がある。第４図は、この迎え角
損失の説明図である。一般に、翼は、その翼灸内接する
円りの中心を結んで得られる矢高線１０が、属人口にお
いて、タービン軸中心１１となす角β、を属人口角と称
する。ま・た、この属人口角βヨと、主流８の流れ＾β
、との偏差角ｉを迎え角と称する。翼内で発生する摩擦
損失を迎え角ｉの関係は、第４図（ｂ）に示す・ようで
ある。゛すなわち、損失は、迎え角ｒ’　４　ｏ、ｊｔ
ｃて、最小となり、迎え角ｉの増大に伴って損失１３も
増大する。ただし、属人菖角β、の小さい静翼では、迎
え角ｉの変化に対して、損失１３の増大しない範囲が迎
え角ｉ＝０の点を中心に存在する。

これを許容迎え角ｉ、ｔと称する。この許容迎え角１、
ｚの範囲は通常±２０度〜３０度である。

ところで、従来の静翼１の属人口角β、は、第５図（ｂ
）に示すように、軸方向を向いて、すなわちβ、＝０、
Ｌかも、翼高さ方向に１嚢に設定される。しかし、前述
したように、前置段落から流出した流れ、すなわち、静
翼１に流入して来る流れは、流れ角β、のように、翼先
端部で、動翼の回転と逆方向に流れ角β、が増加するよ
うな、ねじれた流れとなっている。このため、静翼先端
部では、迎え角ｉが増大する。そして、この迎え角１の
値は通常５０度〜６０度といった値になる。この゛ため
、静翼先端部での迎え角損失１３Ｃが発生ｆ６ように７
．。靜、□内−Ｃえ生ｔ７．損失□３１翼の摩擦損失１
３ａ、迎え角損失１３Ｃの他に側壁損失ｔａｂが存在す
るが、静翼１の先端部（外周側）における迎え角損失１
３Ｃの増大は、側壁境界層を発達させて、側壁損失１３
ｂも増加させる。結局このような理由により、多段ター
ビン静翼外周側先端部では、大きな損失が発生し、軸流
タービンの効率を著しく低下させている。

本発明の目的は、上記の静翼先端部に発生する迎え角を
減少させ、静翼内で発生する損失をおさえて、多段軸流
タービンの効率を向上することにある。

本発明は、多段軸流タービンの静翼外周−先端部に発生
する損失が、前置段落の先端漏洩流の存在によって生ず
る、迎え角の増大に起因することを、実験により確認し
、この迎え角損失の増大を解消する手段として、静翼外
周側先端部の属人口角を、動翼回転と逆方向に増加させ
て、迎え角を減少させる構造としたものである。

本発明の一実施例を、第６図に示す。

ダイヤフラム２の内外輪２ａ、２ｂによって固定された
静翼１は、内輪２ｂ側の根元部から外輪２ａより距離り
離れたｃ−ｃ断面部までの属人口角β躇を、タービン中
心軸１１とほぼ一致させ、Ｃ−Ｃ断面から外輪２ａに接
する外周側先端Ｂ　−Ｂ断面までの具入口角βゆを、動
翼回転方向とは逆方向如増加させる構造となっている。

また、第７図に示すように外周先端Ｂ−ＢＷｒ面におけ
る具入口角β、１．（第７図参照）の値は、２０度以上
に設定される。これは、従来例で説明したようこと、一
方、静翼の迎え角損失が発しない許容迎え角が１２０度
〜３０度あることから、外周端における、具入口角β５
ａｌｔは、２０度以上に設定すれば、先端部如おける迎
え角損失の発生を抑えることが可能なためである。

さらｋ、静翼入口角の漸増範囲りは、 ｈ　（０，５Ｌ に設定される。（第７図参照（ａ）参照）ここで、Ｌは
、前段の動翼出口５ｂから、後続段の静翼入口１　／　
ａまでの距離である。先端漏洩流９は、段落間で、主流
８と混合して拡散し、その影響範囲すは段落間距離りに
比例して広がる。そこで−影響範囲すの値が、上式で表
わされることの適合を行なうものである。なお、上式は
、先端漏洩流９を２次元噴流として考えた場合に、通常
の流体力学の工学書に記載されている理論式とほぼ近い
値を取る。

以上のような構造の静翼とすることにより、第７図中）
に示すように、翼ｆ入口角β、と、流れ角β、を一致さ
せることが出来、静翼先端部における迎え角損失の発生
を抑えることが可能であり、従来構造の軸流タービンに
おける静翼先端部の損失を減少させ、その段落効率を向
上させることができる。

第８図は、本発明の他の実施例である。この場合人口角
の漸増範囲、すなわち、断面Ｂ−Ｂ〜断面Ｃ−Ｃの間は
、翼前縁部１ａの復側ＩＣを削りる。このような構造に
よれば、翼形状加工が容易に出来、かつ材料費の低減も
可能であるという利点がある。

本発明によれば、静翼内に発生する損失を０．５％〜１
％減少させることが可能であり、同様に、軸流タービン
の効率を０．５係〜１憾向上可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は軸流タービンの段落構造の要部断面図、第２図
はタービン内部での流体の５翫れの挙動を示す第１図の
Ａ−Ａ断面図、第３図（ａ）は第１図動翼３の下流側か
ら見た一部破断斜視図、第３図中）は第３図（ａ）の段
落間の流れ状態を示す説明図、第４図（ａ）は翼断面形
状および流入角、具入口角並びに迎え角の説明図、第４
図（ｂ）は迎え角と流体損失の関係を示す説明図、第５
図（ａ）は静翼部の損失説明図、第５図＠は従来タービ
ンにおける具入口角そ流入角の状態を示す説明図、第６
図（ａ）は本発明の〜実施例を示す静翼部の側面図、第
６図（ｂ）は第６図（ａ）のＢ−Ｂ断面、Ｃ−Ｃ断面に
おける翼形状を示す説明図、第７図（ａ）は本発明段落
間の状態説明図、第７図中）は本発明実施例の具入口角
と流入角の関係を示す説明図、第８図（ａ）は本発明の
他の実施例を示す静翼部の側面図、第８図（ｂ）は第８
図（ａ）のＢ−Ｂ断面、Ｃ−Ｃ断面における翼形状を示
す説明図である。 １．１′・・・静翼、３．３′・・・動翼、１０・・・
矢高線、第４−図 （ＯＬ） （−ｅ） − 避辷角　ｉ＝βＳ−β夙 ’１４．ｓ　　図 Ｃη） （−ｅ） ）％ｘＪ幻−１流れ静Ｓ ￥７６Ｉ２１ （ａ） （ａ−ン ＜−６ン

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、複数枚の静翼よねなる静止円環翼列と動翼よりなる
   回転円環翼列とで１つの段落を構成した多段の細流ター
   ビンにおいて、上記静翼の翼前縁忙おける矢高線とター
   ビン軸中心とで・なす具入口角が、静翼外周側の先端に
   むかう程動翼回転方向と逆方向に漸増する構造としてな
   ることを特徴とするタービン静翼。 ２　静翼外周側の先端における具入口角を、２０度以上
   としたことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のタ
   ービン静翼。 ３、具入口角の漸増範囲は、翼外周側、先端からの距離
   をｈ１前段の動翼の後縁から静翼前縁までの距離をＬと
   した時、ｈ（０，５Ｌとしたことを特徴とする特許請求
   の範囲第１項記載のタービン静翼。