JPS5944482B2 - 軸流タ−ビン - Google Patents
軸流タ−ビンInfo
- Publication number
- JPS5944482B2 JPS5944482B2 JP17537580A JP17537580A JPS5944482B2 JP S5944482 B2 JPS5944482 B2 JP S5944482B2 JP 17537580 A JP17537580 A JP 17537580A JP 17537580 A JP17537580 A JP 17537580A JP S5944482 B2 JPS5944482 B2 JP S5944482B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- rotor blade
- blade
- angle
- turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は軸流タービンに係り、とりわけその動翼の形状
に特徴を有する軸流タービンに関する。
に特徴を有する軸流タービンに関する。
一般に、蒸気タービン等として用いられる軸流タービン
においては、第１図に示すように、周方向に順次配列さ
れた多数個のノズル翼１１の内外両端部をノズル内輪１
２およびノズル外輪１３に一体的に固定し、このノズル
外輪１３をケーシング１４に固定して静止部を構成する
とともに、回転軸１５と一体または嵌込みのディスク１
６に動翼１７を植設して回転部を構成し、この静止部と
回転部とによって一段落を形成している。
においては、第１図に示すように、周方向に順次配列さ
れた多数個のノズル翼１１の内外両端部をノズル内輪１
２およびノズル外輪１３に一体的に固定し、このノズル
外輪１３をケーシング１４に固定して静止部を構成する
とともに、回転軸１５と一体または嵌込みのディスク１
６に動翼１７を植設して回転部を構成し、この静止部と
回転部とによって一段落を形成している。
そしてこの段落を軸方向に１個または複数個組合せるこ
とにより軸流タービンが構成されている。
とにより軸流タービンが構成されている。
このような軸流タービンにおいては、蒸気あるいは燃焼
ガス等の作動流体は、ノズル内輪１２の外面すなわちノ
ズル内壁１８と、ノズル外輪１３の内面すなわちノズル
外壁１９とで形成される環状通路をほぼ軸方向に向って
流れ、ノズル翼１１を通ることにより十分な旋回力が与
えられた後動翼１７に入り、ここで作動流体の旋回力が
動翼１７を介して回転軸１５の回転力として変換される
。
ガス等の作動流体は、ノズル内輪１２の外面すなわちノ
ズル内壁１８と、ノズル外輪１３の内面すなわちノズル
外壁１９とで形成される環状通路をほぼ軸方向に向って
流れ、ノズル翼１１を通ることにより十分な旋回力が与
えられた後動翼１７に入り、ここで作動流体の旋回力が
動翼１７を介して回転軸１５の回転力として変換される
。
そしてこの作動流体は、動翼１７から流出し、さらに次
の段落に流入して同様の動作が繰り返され、作動流体の
もつエネルギが回転軸の動力へと変換される。
の段落に流入して同様の動作が繰り返され、作動流体の
もつエネルギが回転軸の動力へと変換される。
一方、軸流タービンのノズル翼のような円弧状の曲面を
有する流路では、流路内に流線の曲率に基づく圧力分布
が生じ、第２図に示されるノズル翼腹側１１ａでは圧力
が高く、ノズル翼背側１１ｂでは圧力が低くなる。
有する流路では、流路内に流線の曲率に基づく圧力分布
が生じ、第２図に示されるノズル翼腹側１１ａでは圧力
が高く、ノズル翼背側１１ｂでは圧力が低くなる。
この圧力分布は、主流の流速および流線の曲率によって
支配されるが、ノズル内壁１８、ノズル外壁１９の近傍
における流速は、作動流体のもつ粘性により境界層流れ
が生じ、主流の流速に比べて小さくなり、このため圧力
差に対抗するだけの十分な遠心力が得られず、内外両壁
面に沿ってノズル翼腹側１１ａからノズル翼背側１１ｂ
に向う二次流れ２０が誘起され、二次流れ渦２１が生ず
る。
支配されるが、ノズル内壁１８、ノズル外壁１９の近傍
における流速は、作動流体のもつ粘性により境界層流れ
が生じ、主流の流速に比べて小さくなり、このため圧力
差に対抗するだけの十分な遠心力が得られず、内外両壁
面に沿ってノズル翼腹側１１ａからノズル翼背側１１ｂ
に向う二次流れ２０が誘起され、二次流れ渦２１が生ず
る。
この二次流れ渦２１により、ノズル翼１１からの作動流
体の流出角分布には設計値からの大きなずれを生ずる。
体の流出角分布には設計値からの大きなずれを生ずる。
第３図はノズル翼からの作動流体の流出角分布を示す線
図であり、破線Ａは幾何学的流出角すなわち設計値を、
また実線Ｂは実測値を示している。
図であり、破線Ａは幾何学的流出角すなわち設計値を、
また実線Ｂは実測値を示している。
この第３図からも明らかなように、ノズル内壁およびノ
ズル外壁の近傍部では、二次流れの影響により流体の流
出角が設計値に対して大幅に偏向しており、このノズル
翼からの作動流体の流出角の設計値からの偏向は、それ
に続く動翼１γへの流入角の設計値からの偏向となって
あられれ、タービン効率低下の要因となる。
ズル外壁の近傍部では、二次流れの影響により流体の流
出角が設計値に対して大幅に偏向しており、このノズル
翼からの作動流体の流出角の設計値からの偏向は、それ
に続く動翼１γへの流入角の設計値からの偏向となって
あられれ、タービン効率低下の要因となる。
第４図は壁面近傍におけるノズル翼１１からの流出角と
動翼１７への流入角の関係を示す図であり、設計時にお
いては破線で示すように、ノズル流出角αＡ１ノズル出
口速度へ、動翼の周速Ｕとから相対流出速度ωＡでノズ
ル翼１１から流出した作動流体は、最適値に設計された
相対入角βＡで相対流入速度ωＡを有して動翼１７に流
入する。
動翼１７への流入角の関係を示す図であり、設計時にお
いては破線で示すように、ノズル流出角αＡ１ノズル出
口速度へ、動翼の周速Ｕとから相対流出速度ωＡでノズ
ル翼１１から流出した作動流体は、最適値に設計された
相対入角βＡで相対流入速度ωＡを有して動翼１７に流
入する。
しかしながら、壁面近傍部での作動流体の実際の流れは
、実線で示すように、ノズル出口速度ＣＢ１設計値に対
して増大したノズル流出角α３を有して、相対流出速度
ωＢで流出し、相対流入速度ωＢでもって、最適な相対
流入角β力から離れた相対流入角βＢで動翼１７に流入
する。
、実線で示すように、ノズル出口速度ＣＢ１設計値に対
して増大したノズル流出角α３を有して、相対流出速度
ωＢで流出し、相対流入速度ωＢでもって、最適な相対
流入角β力から離れた相対流入角βＢで動翼１７に流入
する。
ところで動翼の翼列性能は、特に翼根元部のように転向
角の大きい場合には、作動流体の流入角の変化に対し敏
感であり、第５図に示す翼列損失の実験データからも明
らかなように、作動流体の流入角βが最適流入角βＡか
らβＢにずれると、翼列損失Ｗは大幅に増大する。
角の大きい場合には、作動流体の流入角の変化に対し敏
感であり、第５図に示す翼列損失の実験データからも明
らかなように、作動流体の流入角βが最適流入角βＡか
らβＢにずれると、翼列損失Ｗは大幅に増大する。
このようにタービン段落の損失分布を分析してみると、
ノズル内壁１８およびノズル外壁１９の近傍での二次流
れによる損失の増大が明確に認められ、この二次流れに
よるタービン効率の低下は、タービン内部損失のうちで
特に大きな割合を占めており、エネルギの有効活用とい
う観点からその効果的対策が要望されている。
ノズル内壁１８およびノズル外壁１９の近傍での二次流
れによる損失の増大が明確に認められ、この二次流れに
よるタービン効率の低下は、タービン内部損失のうちで
特に大きな割合を占めており、エネルギの有効活用とい
う観点からその効果的対策が要望されている。
本発明はこのような点に鑑みてなされたものであり、二
次流れによる損失の増大を防止し、タービン効率の向上
を図ることのできる軸流タービンを提供することを目的
とする。
次流れによる損失の増大を防止し、タービン効率の向上
を図ることのできる軸流タービンを提供することを目的
とする。
以下図面を参照して本発明の一実施例について説明する
。
。
第６Ａ図は本発明による軸流タービンの動翼の拡大斜視
図であり、第６Ｂ図はその主要断面を比較した図である
。
図であり、第６Ｂ図はその主要断面を比較した図である
。
本発明による動翼２７は、その動翼流入角が、根元部２
７ａから所定の高さＨｌの２７ｂまで漸増あるいは漸減
してから漸増し、２７ｂの位置から、先端部２７ｄより
所定の高さＨ２下った位置２７ｃまでは半径増加による
回転周速の増大に対応した増加をし、２７ｃの位置から
先端部２７ｄに向っては更に一層大きくなるように捩り
を加えられて形成されている。
７ａから所定の高さＨｌの２７ｂまで漸増あるいは漸減
してから漸増し、２７ｂの位置から、先端部２７ｄより
所定の高さＨ２下った位置２７ｃまでは半径増加による
回転周速の増大に対応した増加をし、２７ｃの位置から
先端部２７ｄに向っては更に一層大きくなるように捩り
を加えられて形成されている。
第７図は動翼２７の高さに対応する動翼流入角βの変化
を示す分布図であり、本発明による動翼流入角分布を実
線Ｙ１従来の動翼流入角分布を破線Ｘで示している。
を示す分布図であり、本発明による動翼流入角分布を実
線Ｙ１従来の動翼流入角分布を破線Ｘで示している。
従来の動翼流入角分布Ｘは、半径増加による回転周速の
増大に対応しているのに対し、本発明による動翼流入角
分布Ｙは、動翼端部の流入角を動翼の中央部から端部に
向うに従って変化させて形成しである。
増大に対応しているのに対し、本発明による動翼流入角
分布Ｙは、動翼端部の流入角を動翼の中央部から端部に
向うに従って変化させて形成しである。
すなわち、動翼根元部の流入角は、動翼の根元部より所
定の高さＨｌの位置から根元部に向うに従って連続的か
つ次第に大きくなるようにされている。
定の高さＨｌの位置から根元部に向うに従って連続的か
つ次第に大きくなるようにされている。
この流入角の変化は、所定の高さＨｌの位置から根元部
に向うに従って減少する割合を連続的かつ次第に小さく
なるようにしてもよい。
に向うに従って減少する割合を連続的かつ次第に小さく
なるようにしてもよい。
また、動翼先端部の流入角は、動翼の先端部より所定の
高さＨ２下った位置から先端部に向うに従って、連続的
かつ次第に大きくなるようにされている。
高さＨ２下った位置から先端部に向うに従って、連続的
かつ次第に大きくなるようにされている。
したがって、第７図に示すように、動翼の根元部および
先端部における動翼流入角は、根元部および先端部より
それぞれＨｌおよびＨ２隔てた位置における動翼流入角
より、それぞれ■１あるいは■２だけ変化するように形
成されている。
先端部における動翼流入角は、根元部および先端部より
それぞれＨｌおよびＨ２隔てた位置における動翼流入角
より、それぞれ■１あるいは■２だけ変化するように形
成されている。
このＨｌ、Ｈ２の値は、壁面部の二次流れに支配される
領域の厚さ、すなわち第３図で示す実測のノズル流出角
分布Ｂの壁面近傍で急激に変化しはじめる距離をもとに
して確定することができるとともに、■１．■２の値は
、二次流れによる壁面部のノズル流出角のずれにもとす
く動翼流入角の変化量をもとに確定することができる。
領域の厚さ、すなわち第３図で示す実測のノズル流出角
分布Ｂの壁面近傍で急激に変化しはじめる距離をもとに
して確定することができるとともに、■１．■２の値は
、二次流れによる壁面部のノズル流出角のずれにもとす
く動翼流入角の変化量をもとに確定することができる。
このように、第７図に示されるＨ、、Ｈ２は壁面部の二
次流れに支配される領域の厚さに相当するため、ノズル
翼の流出角、ノズル翼高さ、ノズル翼の大きさおよびそ
の形状等に応じて適宜選定されるものである。
次流れに支配される領域の厚さに相当するため、ノズル
翼の流出角、ノズル翼高さ、ノズル翼の大きさおよびそ
の形状等に応じて適宜選定されるものである。
第８図はこの関係の一例を示したものであり、縦軸にノ
ズルＶのアスペクト比Ｚ１すなわちノズル翼高さとノズ
ル翼弦長の比をとり、横軸にＨｌ、Ｈ２を表わしている
。
ズルＶのアスペクト比Ｚ１すなわちノズル翼高さとノズ
ル翼弦長の比をとり、横軸にＨｌ、Ｈ２を表わしている
。
すなわちアスペクト比Ｚに逆比例して二次流れの領域が
広がるため、アスペクト比Ｚの減少に伴い、ＨｌとＨ２
が増大することを示している。
広がるため、アスペクト比Ｚの減少に伴い、ＨｌとＨ２
が増大することを示している。
第７図に示す動翼流入角の変化分■１．■２の値は、実
験結果によれば、それぞれ−２°〜１０°。
験結果によれば、それぞれ−２°〜１０°。
１０°〜２２°程度が望ましく、ノズル翼の転向角、ノ
ズル翼高さ、ノズル翼弦長およびノズル翼形状等により
適宜選定される。
ズル翼高さ、ノズル翼弦長およびノズル翼形状等により
適宜選定される。
第３図に示されるノズル内壁、外壁近傍における二次流
れによるノズル流出角の増大量は、実験によれば実用に
供されるノズル翼の転向角範囲では２°〜７°程度の範
囲にあるが、この流出角のずれ量△αに対する動翼流入
角のずれ量△βの関係は、第９図に示されている。
れによるノズル流出角の増大量は、実験によれば実用に
供されるノズル翼の転向角範囲では２°〜７°程度の範
囲にあるが、この流出角のずれ量△αに対する動翼流入
角のずれ量△βの関係は、第９図に示されている。
この第９図により、Δα＝２°〜７°の変化に対する△
βの変化量を得、さらに前記した■０．■２に換算する
と、動翼流入角の変化分■１゜■２は一２°〜１０°、
１０°〜２２°となり、その範囲内において動翼への流
入角を常に最適値に設定することが可能となる。
βの変化量を得、さらに前記した■０．■２に換算する
と、動翼流入角の変化分■１゜■２は一２°〜１０°、
１０°〜２２°となり、その範囲内において動翼への流
入角を常に最適値に設定することが可能となる。
このように本発明によれば、動翼への流入角を常に最適
値に設定することが可能となり、タービン効率の二次流
れによる低下を防止することができ、エネルギの有効活
用を図ることができる。
値に設定することが可能となり、タービン効率の二次流
れによる低下を防止することができ、エネルギの有効活
用を図ることができる。
第１図は軸流タービンの一段落部の構成を示す断面図、
第２図はノズル翼列流路における二次流れた示す説明図
、第３図は二次流れによるノズル流出角分布を示す線図
、第４図はノズル翼から作動流体の流出および動翼への
流入状態を示す速度ベクトル線図、第５図は動翼の翼列
損失を示す線図、第６Ａ図は本発明における動翼の拡大
斜視図、第６Ｂ図は本発明における動翼の主要断面図、
第７図は本発明における動翼流入角分布を示す図、第８
図は動翼流入角変化開始位置の説明図、第９図はノズル
翼流出角のずれ吉動翼流入角のずれの関係を示す図であ
る。 １１・・・・・・ノズル翼、１２・・・・・・ノズル内
輪、１３・・・・・・ノズル外輪、１８・・・・・・ノ
ズル内壁、１９・・・・・・ノズル外壁、２７・・・・
・・動翼。
第２図はノズル翼列流路における二次流れた示す説明図
、第３図は二次流れによるノズル流出角分布を示す線図
、第４図はノズル翼から作動流体の流出および動翼への
流入状態を示す速度ベクトル線図、第５図は動翼の翼列
損失を示す線図、第６Ａ図は本発明における動翼の拡大
斜視図、第６Ｂ図は本発明における動翼の主要断面図、
第７図は本発明における動翼流入角分布を示す図、第８
図は動翼流入角変化開始位置の説明図、第９図はノズル
翼流出角のずれ吉動翼流入角のずれの関係を示す図であ
る。 １１・・・・・・ノズル翼、１２・・・・・・ノズル内
輪、１３・・・・・・ノズル外輪、１８・・・・・・ノ
ズル内壁、１９・・・・・・ノズル外壁、２７・・・・
・・動翼。
Claims (1)
- １ 動翼における動翼根元部の流入角を、動翼根元部よ
り所定高さ上方の位置から動翼根元部に向うに従って、
連続的かつ次第に大きくなるように形成しであることを
特徴とする軸流タービン。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17537580A JPS5944482B2 (ja) | 1980-12-12 | 1980-12-12 | 軸流タ−ビン |
| DE19813148995 DE3148995A1 (de) | 1980-12-12 | 1981-12-10 | Axialturbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17537580A JPS5944482B2 (ja) | 1980-12-12 | 1980-12-12 | 軸流タ−ビン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5799211A JPS5799211A (en) | 1982-06-19 |
| JPS5944482B2 true JPS5944482B2 (ja) | 1984-10-30 |
Family
ID=15994995
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17537580A Expired JPS5944482B2 (ja) | 1980-12-12 | 1980-12-12 | 軸流タ−ビン |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5944482B2 (ja) |
| DE (1) | DE3148995A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6188775U (ja) * | 1984-11-13 | 1986-06-10 |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4585395A (en) * | 1983-12-12 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine blade |
| US4682935A (en) * | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
| GB2164098B (en) * | 1984-09-07 | 1988-12-07 | Rolls Royce | Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines |
| JPH0454203A (ja) * | 1990-06-22 | 1992-02-21 | Toshiba Corp | タービン動翼およびタービン段落 |
| EP1012445B2 (de) | 1997-09-08 | 2008-01-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufel für eine strömungsmaschine |
| JP4086415B2 (ja) * | 1999-06-03 | 2008-05-14 | 株式会社荏原製作所 | タービン装置 |
| GB2407136B (en) | 2003-10-15 | 2007-10-03 | Alstom | Turbine rotor blade for gas turbine engine |
| JP2007009761A (ja) * | 2005-06-29 | 2007-01-18 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
| US8925323B2 (en) * | 2012-04-30 | 2015-01-06 | General Electric Company | Fuel/air premixing system for turbine engine |
| JP5946707B2 (ja) * | 2012-07-06 | 2016-07-06 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 軸流タービン動翼 |
-
1980
- 1980-12-12 JP JP17537580A patent/JPS5944482B2/ja not_active Expired
-
1981
- 1981-12-10 DE DE19813148995 patent/DE3148995A1/de not_active Ceased
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6188775U (ja) * | 1984-11-13 | 1986-06-10 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3148995A1 (de) | 1982-08-12 |
| JPS5799211A (en) | 1982-06-19 |
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