JP2000345801A - タービン装置 - Google Patents
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- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005206 flow analysis Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
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- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
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- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000010792 warming Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
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- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ３次元的に翼の負荷分布を制御して損失の低
減を達成するタービン装置を提供する。 【解決手段】 内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配
置された動翼を有するタービン装置において、前記ター
ビン翼が、内輪側において前半負荷型または中間負荷型
に、外輪側において後半負荷型に形成されている。
減を達成するタービン装置を提供する。 【解決手段】 内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配
置された動翼を有するタービン装置において、前記ター
ビン翼が、内輪側において前半負荷型または中間負荷型
に、外輪側において後半負荷型に形成されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば、発電プラ
ント等において用いられるタービン装置に関する。
ント等において用いられるタービン装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】高温ガスや蒸気の熱エネルギーを機械的
な動力や電力に変換するために、ガスタービンや蒸気タ
ービンが用いられている。近年ではエネルギーの枯渇や
地球温暖化を防止するために、エネルギー変換機械であ
るタービンの性能を向上させることがタービンメーカー
にとって非常に重要な課題となっている。
な動力や電力に変換するために、ガスタービンや蒸気タ
ービンが用いられている。近年ではエネルギーの枯渇や
地球温暖化を防止するために、エネルギー変換機械であ
るタービンの性能を向上させることがタービンメーカー
にとって非常に重要な課題となっている。
【０００３】高圧・中圧タービンでは、タービン内径に
対する翼高さの割合が小さいため、タービン内径面およ
び外径面に発達する流体のエネルギーの小さい境界層と
呼ばれる領域の影響が大きくなることによって、２次流
れによる損失の割合が大きい。この２次流れの発生メカ
ニズムは次の通りである。
対する翼高さの割合が小さいため、タービン内径面およ
び外径面に発達する流体のエネルギーの小さい境界層と
呼ばれる領域の影響が大きくなることによって、２次流
れによる損失の割合が大きい。この２次流れの発生メカ
ニズムは次の通りである。
【０００４】図１において、動翼１，１，・・・に流入
する流れＧは、翼１の圧力面Ｆから負圧面Ｂに向かう圧
力勾配による力を受ける。内径面Ｌおよび外径面Ｍ（両
面を合わせて側壁と称す）から離れた主流においては、
この圧力勾配による力と流れの転向による遠心力とが釣
り合っているが、側壁近くの境界層内の流れは、その運
動エネルギーが小さいので、図中に符号Ｊで示すように
圧力勾配による力によって圧力面Ｆから負圧面Ｂに運ば
れる。さらに、流路後半では負圧面Ｂに衝突して巻き上
がり、２つの流路渦Ｗを形成する。この流路渦Ｗによっ
て側壁境界層の低エネルギー流体が集積し、図２に示す
ように翼下流に２つの損失ピークを持つ不均一な流れ分
布を発生させる。この不均一な流れは、翼下流において
均一化されるが、その均一過程においても大きなエネル
ギー損失を発生させる。
する流れＧは、翼１の圧力面Ｆから負圧面Ｂに向かう圧
力勾配による力を受ける。内径面Ｌおよび外径面Ｍ（両
面を合わせて側壁と称す）から離れた主流においては、
この圧力勾配による力と流れの転向による遠心力とが釣
り合っているが、側壁近くの境界層内の流れは、その運
動エネルギーが小さいので、図中に符号Ｊで示すように
圧力勾配による力によって圧力面Ｆから負圧面Ｂに運ば
れる。さらに、流路後半では負圧面Ｂに衝突して巻き上
がり、２つの流路渦Ｗを形成する。この流路渦Ｗによっ
て側壁境界層の低エネルギー流体が集積し、図２に示す
ように翼下流に２つの損失ピークを持つ不均一な流れ分
布を発生させる。この不均一な流れは、翼下流において
均一化されるが、その均一過程においても大きなエネル
ギー損失を発生させる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記２次流れを抑制し
タービン性能を向上させる方法として、例えば、翼高さ
全体にわたって傾斜あるいは湾曲面を設ける技術が提案
されている。しかしながら、この方法によって２次流れ
を制御するには、翼を大きく傾けたり、湾曲させないと
効果が得られず、特に動翼では強度上に不具合が生じる
事態が多いという問題を有している。
タービン性能を向上させる方法として、例えば、翼高さ
全体にわたって傾斜あるいは湾曲面を設ける技術が提案
されている。しかしながら、この方法によって２次流れ
を制御するには、翼を大きく傾けたり、湾曲させないと
効果が得られず、特に動翼では強度上に不具合が生じる
事態が多いという問題を有している。
【０００６】従来は２次元的な設計がなされてきた高圧
・中圧タービンの性能向上を図るために、コンピュータ
と流れ解析技術の発達に伴い、３次元翼形が適用される
ようになってきた。これにより、翼周りの圧力面と負圧
面の圧力差で与えられる翼の負荷分布を３次元的に制御
し、翼の損失を低減することが考えられる。しかし、従
来の３次元設計翼では、一定の翼高さにおける２次元翼
形を数断面設計し、それを高さ方向に積み重ねて翼を３
次元的に形成するものであり、翼高さの全体にわたって
その翼周りの圧力分布をきめ細かく制御して損失を低減
することができない問題点があった。従って、本発明
は、上述した問題を克服し、３次元的に翼の負荷分布を
制御して損失の低減を達成することを目的とするもので
ある。
・中圧タービンの性能向上を図るために、コンピュータ
と流れ解析技術の発達に伴い、３次元翼形が適用される
ようになってきた。これにより、翼周りの圧力面と負圧
面の圧力差で与えられる翼の負荷分布を３次元的に制御
し、翼の損失を低減することが考えられる。しかし、従
来の３次元設計翼では、一定の翼高さにおける２次元翼
形を数断面設計し、それを高さ方向に積み重ねて翼を３
次元的に形成するものであり、翼高さの全体にわたって
その翼周りの圧力分布をきめ細かく制御して損失を低減
することができない問題点があった。従って、本発明
は、上述した問題を克服し、３次元的に翼の負荷分布を
制御して損失の低減を達成することを目的とするもので
ある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、内輪と外輪の
間に複数のタービン翼が配置された動翼を有するタービ
ン装置において、前記タービン翼が、内輪側において前
半負荷型または中間負荷型に、外輪側において後半負荷
型に形成されていることを特徴とするタービン装置であ
る。
間に複数のタービン翼が配置された動翼を有するタービ
ン装置において、前記タービン翼が、内輪側において前
半負荷型または中間負荷型に、外輪側において後半負荷
型に形成されていることを特徴とするタービン装置であ
る。
【０００８】また、本発明の１つの主要な態様は、内輪
と外輪の間に複数のタービン翼を配置したロータを有す
るタービン装置において、前記タービン翼の周方向速度
変化率分布を３次元的に与えることによって、内輪側に
おいて前半負荷型または中間負荷型に、外輪側において
後半負荷型に形成されていることを特徴とするタービン
装置である。
と外輪の間に複数のタービン翼を配置したロータを有す
るタービン装置において、前記タービン翼の周方向速度
変化率分布を３次元的に与えることによって、内輪側に
おいて前半負荷型または中間負荷型に、外輪側において
後半負荷型に形成されていることを特徴とするタービン
装置である。
【０００９】以下に、このような発明を想到するに至っ
た経緯を説明する。発明者は、タービン動翼によって形
成される流路において、タービン動翼が流体から受けと
るエネルギーが最も大きい位置、すなわち翼負荷の最も
大きい位置を、異なる翼の高さ位置において、流路内の
子午面方向のどの位置にすれば最も良い結果が得られる
かに着目した。ここでは、解析を容易にするために、流
路を子午面方向長さで考えて、前半、中間、後半の３つ
に区分した設定とした。
た経緯を説明する。発明者は、タービン動翼によって形
成される流路において、タービン動翼が流体から受けと
るエネルギーが最も大きい位置、すなわち翼負荷の最も
大きい位置を、異なる翼の高さ位置において、流路内の
子午面方向のどの位置にすれば最も良い結果が得られる
かに着目した。ここでは、解析を容易にするために、流
路を子午面方向長さで考えて、前半、中間、後半の３つ
に区分した設定とした。
【００１０】タービン動翼でなされる仕事は図３に示す
ように動翼入口と出口の絶対速度の周方向成分Ｖθの変
化で与えられる。動翼内におけるＶθの変化は、以下に
示す関係式によって、翼の圧力面と負圧面の圧力差又は
エンタルピー差で与えられる負荷分布と関連づけられ
る。 非圧縮性流体の場合： 負荷分布＝Ｐｐ−Ｐｓ＝（２π／Ｂ）ρＷ（∂ｒ・Ｖθ
／∂ｍ） 圧縮性流体の場合： 負荷分布＝ｈｐ−ｈｓ＝（２π／Ｂ）Ｗ（∂ｒ・Ｖθ／
∂ｍ）
ように動翼入口と出口の絶対速度の周方向成分Ｖθの変
化で与えられる。動翼内におけるＶθの変化は、以下に
示す関係式によって、翼の圧力面と負圧面の圧力差又は
エンタルピー差で与えられる負荷分布と関連づけられ
る。 非圧縮性流体の場合： 負荷分布＝Ｐｐ−Ｐｓ＝（２π／Ｂ）ρＷ（∂ｒ・Ｖθ
／∂ｍ） 圧縮性流体の場合： 負荷分布＝ｈｐ−ｈｓ＝（２π／Ｂ）Ｗ（∂ｒ・Ｖθ／
∂ｍ）
【００１１】上式において、ＰｐとＰｓはそれぞれ圧力
面と負圧面における静圧、ｈｐとｈ ｓはそれぞれ圧力面
と負圧面におけるエンタルピー、Ｂはタービン装置にお
ける動翼の数、ρは流体密度、Ｗは圧力面と負圧面の速
度の平均値、（∂ｒ・Ｖθ／∂ｍ）は動翼内における周
方向速度Ｖθの軸方向距離ｍに対する変化率である。こ
の式によってタービン翼の負荷分布は周方向速度変化率
に関連づけられており、これは周方向速度変化率の値に
よって負荷分布を制御できることを示している。すなわ
ち、動翼内の任意の位置において、周方向速度変化率を
大きくすると、その位置において翼面負荷（Ｐｐ−
Ｐｓ）又は（ｈｐ−ｈｓ）は大きくなる。
面と負圧面における静圧、ｈｐとｈ ｓはそれぞれ圧力面
と負圧面におけるエンタルピー、Ｂはタービン装置にお
ける動翼の数、ρは流体密度、Ｗは圧力面と負圧面の速
度の平均値、（∂ｒ・Ｖθ／∂ｍ）は動翼内における周
方向速度Ｖθの軸方向距離ｍに対する変化率である。こ
の式によってタービン翼の負荷分布は周方向速度変化率
に関連づけられており、これは周方向速度変化率の値に
よって負荷分布を制御できることを示している。すなわ
ち、動翼内の任意の位置において、周方向速度変化率を
大きくすると、その位置において翼面負荷（Ｐｐ−
Ｐｓ）又は（ｈｐ−ｈｓ）は大きくなる。
【００１２】従って、翼の負荷は、上式によってタービ
ン動翼の軸方向の周方向速度変化率に関連づけられる。
ここで、Ｖθの正の方向を動翼回転方向と定義すると、
動翼流路内では動翼入口から出口に向かってＶθは減少
していくので、周方向速度変化率は負の値となる。図４
にはタービン動翼内の周方向速度変化率分布の例を示し
ているが、タービン動翼は、通常、入口側からある範囲
までは周方向速度変化率が減少し、中間のある範囲では
ほぼ一定となり、後半部分では増加するので、２つの境
界値Ａ，Ｂ（以下、分岐制御点という）が存在する。従
って、図５にそれぞれ示すように、この２つの分岐制御
点Ａ１，Ｂ１が両方ともに子午面に沿った流路の前半に
ある時を前半負荷型、第１分岐制御点Ａ２が前半にあ
り、第２分岐制御点Ｂ２が後半にある場合を中間負荷
型、２つの分岐制御点Ａ３，Ｂ３がともに流路の後半に
ある場合を後半負荷型とした。
ン動翼の軸方向の周方向速度変化率に関連づけられる。
ここで、Ｖθの正の方向を動翼回転方向と定義すると、
動翼流路内では動翼入口から出口に向かってＶθは減少
していくので、周方向速度変化率は負の値となる。図４
にはタービン動翼内の周方向速度変化率分布の例を示し
ているが、タービン動翼は、通常、入口側からある範囲
までは周方向速度変化率が減少し、中間のある範囲では
ほぼ一定となり、後半部分では増加するので、２つの境
界値Ａ，Ｂ（以下、分岐制御点という）が存在する。従
って、図５にそれぞれ示すように、この２つの分岐制御
点Ａ１，Ｂ１が両方ともに子午面に沿った流路の前半に
ある時を前半負荷型、第１分岐制御点Ａ２が前半にあ
り、第２分岐制御点Ｂ２が後半にある場合を中間負荷
型、２つの分岐制御点Ａ３，Ｂ３がともに流路の後半に
ある場合を後半負荷型とした。
【００１３】ミッドスパンならびにチップ側において、
ある任意の負荷分布（前半、中間、後半負荷）に固定し
ているときに、翼の根元における負荷分布を図５に示す
ような前半、中間、後半負荷型に設定した場合の影響を
調査した。このような負荷分布を基に設計した根元にお
ける翼の断面形状は、図６に示すようになる。コンピュ
ータによる流れ解析によって、このような根元の形状を
採用したタービン動翼内の流れを解析した結果、根元
（内径面）付近の速度ベクトルは図７に示すようにな
り、後半負荷型の場合には翼流路の中央で剥離領域が発
生していることがわかる。このため翼の圧力面から負圧
面に向かう強い２次流れが発生し、タービンにおける損
失分布では、図８に示すように、前半負荷型、または中
間負荷型の場合に比べて後半負荷型の場合の内径面側の
損失ピーク値が大きくなっている。前半負荷型と中間負
荷型では大きな差は出ていない。
ある任意の負荷分布（前半、中間、後半負荷）に固定し
ているときに、翼の根元における負荷分布を図５に示す
ような前半、中間、後半負荷型に設定した場合の影響を
調査した。このような負荷分布を基に設計した根元にお
ける翼の断面形状は、図６に示すようになる。コンピュ
ータによる流れ解析によって、このような根元の形状を
採用したタービン動翼内の流れを解析した結果、根元
（内径面）付近の速度ベクトルは図７に示すようにな
り、後半負荷型の場合には翼流路の中央で剥離領域が発
生していることがわかる。このため翼の圧力面から負圧
面に向かう強い２次流れが発生し、タービンにおける損
失分布では、図８に示すように、前半負荷型、または中
間負荷型の場合に比べて後半負荷型の場合の内径面側の
損失ピーク値が大きくなっている。前半負荷型と中間負
荷型では大きな差は出ていない。
【００１４】次に、図９に示すように、翼のチップ側す
なわち先端側において前半負荷と後半負荷型の２種
類に負荷分布を設定し、それに基づいて翼を上記の場合
と同様の考え方で設計したとき、チップ側の翼形状は図
１０のようになる。翼根元側とミッドスパンにおいて、
ある任意の負荷分布（前半、中間、後半負荷）に固定し
ているときに、上記チップ側の前半負荷と後半負荷
型の翼形状の場合の翼出口における損失分布を計算した
結果、図１１に示すように、後半負荷型の場合の方が損
失のピークが小さいことがわかった。これは、前半負荷
型では動翼出口スロート部から下流の負圧面の長さが長
くなり、ここでの境界層の発達が後半負荷よりも大きい
ためである。なお、ここでは説明を省略するが、翼の高
さ方向中央部では、根元側と先端側の場合の中間的な特
性を示すことが分かっている。
なわち先端側において前半負荷と後半負荷型の２種
類に負荷分布を設定し、それに基づいて翼を上記の場合
と同様の考え方で設計したとき、チップ側の翼形状は図
１０のようになる。翼根元側とミッドスパンにおいて、
ある任意の負荷分布（前半、中間、後半負荷）に固定し
ているときに、上記チップ側の前半負荷と後半負荷
型の翼形状の場合の翼出口における損失分布を計算した
結果、図１１に示すように、後半負荷型の場合の方が損
失のピークが小さいことがわかった。これは、前半負荷
型では動翼出口スロート部から下流の負圧面の長さが長
くなり、ここでの境界層の発達が後半負荷よりも大きい
ためである。なお、ここでは説明を省略するが、翼の高
さ方向中央部では、根元側と先端側の場合の中間的な特
性を示すことが分かっている。
【００１５】上記の結果から、このタービン翼において
２次流れを抑制し、最も損失の少ないのは、翼の根元側
において前半又は中間負荷型に設定し、翼の先端側にお
いて後半負荷型に設定した形状であると考えられる。そ
こで、このような特性を有するタービンを設計した。
２次流れを抑制し、最も損失の少ないのは、翼の根元側
において前半又は中間負荷型に設定し、翼の先端側にお
いて後半負荷型に設定した形状であると考えられる。そ
こで、このような特性を有するタービンを設計した。
【００１６】
【発明の実施の形態】以下、発明の実施の形態をさらに
詳しく説明する。図１２は、内輪と外輪の径の比が１．
３３であるタービン装置について、上記のような考察に
基づいて設定した負荷分布である。ここにおいては、タ
ービン翼は、ハブ側においては、第１分岐制御点Ａｈが
子午面距離の約１７％、第２分岐制御点Ｂｈが約６５％
にあって中間負荷型となっている。また、チップ側にお
いては、第１分岐制御点Ａｔが子午面距離の約７０％、
第２分岐制御点Ｂｔが約８３％にあって後半負荷型とな
っている。ハブ側とチップ側の中間の点（ミッドスパ
ン）では、第１分岐制御点Ａｍが子午面距離の約４７
％、第２分岐制御点Ｂｍが約８３％にあって、ハブ側と
チップ側の中間的な負荷型となっている。
詳しく説明する。図１２は、内輪と外輪の径の比が１．
３３であるタービン装置について、上記のような考察に
基づいて設定した負荷分布である。ここにおいては、タ
ービン翼は、ハブ側においては、第１分岐制御点Ａｈが
子午面距離の約１７％、第２分岐制御点Ｂｈが約６５％
にあって中間負荷型となっている。また、チップ側にお
いては、第１分岐制御点Ａｔが子午面距離の約７０％、
第２分岐制御点Ｂｔが約８３％にあって後半負荷型とな
っている。ハブ側とチップ側の中間の点（ミッドスパ
ン）では、第１分岐制御点Ａｍが子午面距離の約４７
％、第２分岐制御点Ｂｍが約８３％にあって、ハブ側と
チップ側の中間的な負荷型となっている。
【００１７】尚、翼全体の負荷分布はこれらハブ側、ミ
ッドスパン、チップ側で設定された負荷分布から内挿に
よって設定される。従って、ハブ側、ミッドスパン、チ
ップ側の負荷分布を上記のように好適に設定することに
よって、翼全体の負荷分布を３次元的に好適に設定する
ことができる。このタービン翼のハブ側、ミッドスパ
ン、チップ側のそれぞれの断面は、図１３に示すように
なる。
ッドスパン、チップ側で設定された負荷分布から内挿に
よって設定される。従って、ハブ側、ミッドスパン、チ
ップ側の負荷分布を上記のように好適に設定することに
よって、翼全体の負荷分布を３次元的に好適に設定する
ことができる。このタービン翼のハブ側、ミッドスパ
ン、チップ側のそれぞれの断面は、図１３に示すように
なる。
【００１８】このようなハブ側からチップ側にわたる流
路の幅方向において最大負荷位置が異なるように設定
し、さらに、境界層の影響が大きい動翼ハブ側とチップ
側よりもミッドスパン付近において相対的に大きな仕事
をするように設定した結果、図１４に示すような形状が
得られた。図１４は、タービン動翼を流体流れの上流側
から見たもので、入口側のエッジが径方向に湾曲してい
るのがわかる。Ｓ１は、内径側の動翼入口のエッジと各
半径位置における翼先端点との周方向距離である。一
方、比較例として、３次元的に負荷分布の制御をしてい
ない従来のタービン動翼形状を図１５に示した。
路の幅方向において最大負荷位置が異なるように設定
し、さらに、境界層の影響が大きい動翼ハブ側とチップ
側よりもミッドスパン付近において相対的に大きな仕事
をするように設定した結果、図１４に示すような形状が
得られた。図１４は、タービン動翼を流体流れの上流側
から見たもので、入口側のエッジが径方向に湾曲してい
るのがわかる。Ｓ１は、内径側の動翼入口のエッジと各
半径位置における翼先端点との周方向距離である。一
方、比較例として、３次元的に負荷分布の制御をしてい
ない従来のタービン動翼形状を図１５に示した。
【００１９】図１６は、翼ピッチで無次元化した値Ｓ１
／ピッチの半径方向の変化を示している。本発明の実施
の形態の動翼は動翼入口先端は、内径面を基準としたと
き、動翼内径との比ｒ／ｒｈ＝１．１５までは先端点が
内径における点よりも動翼回転方向とは逆の方向にあ
り、１．１５＜ｒ／ｒｈでは動翼回転方向にあることが
特徴である。
／ピッチの半径方向の変化を示している。本発明の実施
の形態の動翼は動翼入口先端は、内径面を基準としたと
き、動翼内径との比ｒ／ｒｈ＝１．１５までは先端点が
内径における点よりも動翼回転方向とは逆の方向にあ
り、１．１５＜ｒ／ｒｈでは動翼回転方向にあることが
特徴である。
【００２０】また、入口側のスロート部の間隔Ｏ１につ
いては、図１７に示すように、従来翼のＯ１は内径側か
ら外径側までほぼ一定の割合で増加しているが、本発明
の実施の形態の動翼は翼ピッチで無次元化した値Ｏ１／
ピッチの増加率はｒ／ｒｈ＝１．１５までは約０．３５
であり、１．１５＜ｒ／ｒｈでは約１．３で半径方向に
単調に増加している。
いては、図１７に示すように、従来翼のＯ１は内径側か
ら外径側までほぼ一定の割合で増加しているが、本発明
の実施の形態の動翼は翼ピッチで無次元化した値Ｏ１／
ピッチの増加率はｒ／ｒｈ＝１．１５までは約０．３５
であり、１．１５＜ｒ／ｒｈでは約１．３で半径方向に
単調に増加している。
【００２１】
【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
３次元的に翼の負荷分布を制御することによって流れの
損失を低減し、効率の良い、性能の高いタービン装置を
提供することができる。
３次元的に翼の負荷分布を制御することによって流れの
損失を低減し、効率の良い、性能の高いタービン装置を
提供することができる。
【図１】従来のタービン動翼における流れ損失の発生を
説明する模式図である。
説明する模式図である。
【図２】従来のタービン動翼における損失の分布を示す
グラフである。
グラフである。
【図３】タービン動翼でなされる仕事について説明する
ための模式図である。
ための模式図である。
【図４】従来のタービン動翼内の周方向速度変化率分布
の例を示すグラフである。
の例を示すグラフである。
【図５】タービン動翼内のハブ側における周方向速度変
化率分布のタイプを示すグラフである。
化率分布のタイプを示すグラフである。
【図６】図５の負荷分布を基に設計した根元における翼
の断面形状を示す図である。
の断面形状を示す図である。
【図７】図６の各断面形状におけるタービン動翼内の流
れを解析した結果を示す図である。
れを解析した結果を示す図である。
【図８】図６の各断面形状におけるタービンにおける損
失分布を示す図である。
失分布を示す図である。
【図９】タービン動翼内のチップ側における周方向速度
変化率分布のタイプを示すグラフである。
変化率分布のタイプを示すグラフである。
【図１０】図９の負荷分布を基に設計したチップ側にお
ける翼の断面形状を示す図である。
ける翼の断面形状を示す図である。
【図１１】図１０の各断面形状におけるタービン動翼内
の流れを解析した結果を示す図である。
の流れを解析した結果を示す図である。
【図１２】本発明の１つの実施の形態における負荷分布
を示すグラフである。
を示すグラフである。
【図１３】本発明の１つの実施の形態における翼形状を
示す図である。
示す図である。
【図１４】本発明の１つの実施の形態における翼形状を
３次元的に示す図である。
３次元的に示す図である。
【図１５】従来の翼形状を３次元的に示す図である。
【図１６】内径側の動翼入口のエッジと各半径位置にお
ける翼先端点との周方向距離の半径方向の変化を示すグ
ラフである。
ける翼先端点との周方向距離の半径方向の変化を示すグ
ラフである。
【図１７】入口側のスロート部の間隔の半径方向の変化
を示すグラフである。
を示すグラフである。
Claims (6)
- 【請求項１】 内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配
置された動翼を有するタービン装置において、前記ター
ビン翼が、内輪側において前半負荷型または中間負荷型
に、外輪側において後半負荷型に形成されていることを
特徴とするタービン装置。 - 【請求項２】 前記タービン翼の子午面方向の周方向速
度変化率の分布が内径面側において翼長手方向の２０％
までは減少し、２０〜５０％まではほぼ一定であり、か
つ５０〜１００％まではゼロまで増加することを特徴と
する請求項１に記載のタービン装置。 - 【請求項３】 前記タービン翼の子午面方向の周方向速
度変化率の分布がミッドスパン部において子午面距離の
５０％までは減少し、５０〜７０％まではほぼ一定であ
り、かつ７０〜１００％ではゼロまで増加することを特
徴とする請求項２に記載のタービン装置。 - 【請求項４】 前記タービン翼の子午面方向の周方向速
度変化率の分布が外径面側において子午面距離の５０〜
７０％までは減少し、７０〜１００％ではゼロまで増加
することを特徴とする請求項２に記載のタービン装置。 - 【請求項５】 内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配
置された動翼を有するタービン装置において、前記内輪
と外輪の径の比が１．２〜１．４であり、前記タービン
翼の動翼入口先端線について、内径面を基準としたと
き、動翼内径との比ｒ／ｒｈが１．１５までは先端点が
内径における点よりも動翼回転方向とは逆の方向に有
り、ｒ／ｒｈが１．１５から外径側では動翼回転方向に
あることを特徴とするタービン装置。 - 【請求項６】 内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配
置された動翼を有するタービン装置において、前記内輪
と外輪の径の比が１．２〜１．４であり、前記タービン
翼の動翼入口における流路のど部幅の半径方向の変化率
が、動翼内径との比ｒ／ｒｈが１．１５までの範囲と
１．１５から外径面側までの範囲でそれぞれ別のほぼ一
定の値を持ち、ｒ／ｒｈが１．１５までの範囲ではその
値がおよそ０．３５でありｒ／ｒｈが１．１５から外径
側まではおよそ１．３であることを特徴とするタービン
装置。
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