JPS6147285B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はタービンの段落構造に関する。

タービン及び圧縮機等の軸流流体機械に於いて
は、静止翼（以下静翼と称する）と回転翼（以下
動翼と称する）との一対の組合せによつて一段落
が構成されている。この段落を構成する静翼と動
翼とは、流体のエネルギーが有効に回転エネルギ
ーに変換されるよう、流体力学的な設計に基づい
て流路内の流れ状況（フローパターン）と翼形状
とが決定される。しかし実際の軸流流体機械内に
おける作動流体の動きに関しては、イ）流体の粘
性の影響、特に流路壁近傍の速度境界層による損
失、ロ）静翼および動翼の翼面の境界層の発達に
よつて翼の後流に速度欠損状態が発生すること、
等の技術的問題が有るため、現状の技術では流体
のエネルギーを回転エネルギーに有効に変換する
ことが未だ完全ではない。

本発明はタービンの段落における静翼の形状を
改良することにより損失の低減、効率の向上を図
ろうとするものである。本発明は上記の目的を達
成するため、次記の如くタービン段落における作
動流体の状況を実測し解析することから出発して
いる。

従来一般に軸流流体機械においては第１図に示
すように静翼１と動翼２とが作動流体の流路内に
設けられ、静翼１は上記流路を構成する側壁３，
４に取付けられ、動翼２は回転する円板５に取付
けられている。この軸流流体機械の、静翼１の中
心部を通る半径に垂直な三つの平面Ａ―Ａ，Ｂ―
Ｂ，Ｃ―Ｃによる断面の形状、並びに静翼１と動
翼２との相対位置は第２図の如くである。

第３図はタービンにおける静翼と動翼との間の
流れの状態を示している。静翼８、および動翼９
はそれぞれ全周にわたつて等間隔に設けられてい
るが本図においては５箇の静翼８，８…８と１個
の動翼９を例示している。

矢印V₁およびV₂は静翼８，８…８間の流路を
通過し終えた時の流体の流れ方向と速さとを示し
ている。図示するごとく静翼８，８…８間の流路
の中央部の流速V₁に比して、静翼８，８…８の
後流の流速V₂は小さく、この結果静翼後流の流
れ状態は全周にわたつて静翼の数に相当する数の
周期的な流速の変化を生じている。

このように周上の位置によつて速さを異にする
静翼下流の流れが、回転している動翼９に流入す
る状態を速度三角形で示すと同図のｂの如くであ
る。矢印Ｕは動翼９の周速を表わしている。この
矢印Ｕの如く運動する動翼９に矢印V₁の速度で
流体が流入したとき、動翼９を基準として見た流
体の速度は矢印W₁となる。同様に矢印V₂の速度
で流入したとき動翼９を基準とした流体の速度は
矢印W₂となる。

上述の如く流体の静翼に対する速度がV₁で、
動翼に対する速度がW₁のとき、動翼に対する流
入角はβ_１である。同様に静翼に対する速度が
V₂で動翼に対する速度がW₂のとき、動翼に対す
る流入角はβ_２である。

従つて、動翼が回転している場合、任意の一つ
の動翼について見ると、この動翼に流入する流体
の速度は１回転の間に静翼８，８…８の数と同じ
回数だけV₁とV₂との間で周期的に変動する。

これに伴つて流入角もβ_１とβ_２との間で周期
的に変動する。

以上のような段落内部の流れの状態において、
動翼に流入する流体の流入角度と流速の周期変動
の状況は効率に大きい影響を与えるもので、この
周期変動が有ると、周期変動の無い場合に比して
動翼の性能が低下することが知られている。周期
変動の無い場合の動翼翼形損失係数をζ_PBとし、
周期変動が有る場合の動翼翼形損失係数をζ_PUと
すると次の関係式が成り立つことが知られてい
る。（L.A.Shubenko―Shubin：
Energomashinostroenie，1912―１） ζ_PU＝（１＋Ｋ）ζ_PB ……(1) 上式において損失付加係数Ｋは静翼後流パラメ
ータＢ，Ｕ／Ｖ_１およびαの関数となり、Ｂについて は の関係がある。ここにCfは定数、ζ_PNは静翼の
翼形損失係数、ΔＺは静翼後縁端から動翼前後端
までのタービン軸方向距離、ｔは隣接する静翼間
の距離、αは静翼における流出角である。

上式に基づいて、従来の軸流機械の段落効率の
向上を図る場合、ｔ，αおよびＵ／Ｖ_１は流体力学的 設計上の制約があつて自由度が少ない。従つてＢ
を小さくするにはΔＺを大きくすると共にζ_PNを
小さくする必要がある。しかしΔＺを大きくする
とタービン全体に寸法が大きくなるため種々の不
具合を生じるので、静翼の翼形損失係数ζ_PNを低
減することが最も有効な手段を考えられる。

以上が静翼と動翼との相互間の流れ状態によつ
て動翼に発生する付加損失とその低減に関する一
般論であるが、静翼下流における実際の流れ状態
を更に詳しく解析した結果を第４図に示す。同図
ａおよびｂは流速の測定個所を示している。

第４図ａの矢印ｘは静翼後流軸であり、点０は
後流軸上において静翼後端からのタービン軸方向
距離がΔZ₁の点である。流速の測定はこの点０を
中心にして静翼後流軸に直角に＋ｙ方向と−ｙ方
向との各点について行なう。なお第４図ｂに示す
ごとく静翼１０の翼長の中央部を通るａ―ａ面、
静翼端の側壁近傍のｂ―ｂ面および静翼端の側壁
に更に接近したＣ―Ｃ面の３箇所について測定す
る。第４図ｃは測定値を示すグラフで、横軸は同
図ａにおける直線＋ｙ―−ｙ上の測定位置を表わ
し、縦軸は計測した流速Ｖの、静翼間の中央部に
於ける流速（前記のV₁）に対する比を表わして
る。三つの曲線ａ，ｂ，ｃは、それぞれ第４図ｂ
のａ―ａ面、ｂ―ｂ面、ｃ―ｃ面に於ける測定値
を示している。この図表に現われているように、
翼長方向の中央部ａ―ａ面に発生する後流に比し
てｂ―ｂ面、更にｃ―ｃ面と、側壁１１に接近す
るにつれて発生する後流は範囲が広く流速低下が
著しい。

次に、ある一つの面、たとえば上記のｂ―ｂ面
について測定位置を変えてその変化を示すと第４
図ｄの如くである。この図表は第４図ａにおいて
静翼１０の後端からの距離がΔZ₁の点、ΔZ₂の
点、およびΔZ₃の点について第４図ｃと同様の測
定を行つたものである。このように静翼１０から
遠ざかるにつれて流速が均一化されて、動翼に流
入する速度の変動が少なくなる。

このように側壁１１の近傍で後流が大きく、静
翼の翼形損失係数が増大し、また翼間流路中央の
速度V₁に比較して後流中心部の速度が小さくな
つて動翼に流入する速度の変動が大きくなり、動
翼の付加損失の増大をもたらすものである。この
ような静翼における側壁近傍の現象は、翼間流路
に発生する二次流れによるものであることが広く
知られている 以上のような事実から、段落効率を向上させる
には機器の大きさに影響するような翼間の軸方向
距離ΔＺの変更をせずに、後流発生の著しい側壁
近傍のみに於いて上記ΔＺ寸法を大きくし、なお
かつ静翼の翼形損失の低減を図ることが有効な手
段であると考えられる。

この場合、側壁近傍のみでなく翼全長にわたつ
てΔＺ寸法を大きくして段落効率を向上させるこ
とも考えられるが、全長にわたつてΔＺ寸法を大
きくするとタービン装置全体の形状寸法を大なら
しめる虞れが有るので、本発明においては側壁近
傍のみでΔＺ寸法を大きくすることにより、ター
ビン装置全体の形状寸法に影響を及ぼさないよう
に配慮し、更に、側壁近傍のΔＺ寸法を大きくす
ることによつて翼長方向に関する流量分布を改善
する効果をも期待する。

本発明は上記の点に着目し、静翼の弦長および
静翼と動翼との軸方向距離を、その翼長方向の各
位置について適正に設定することにより静翼の翼
形損失の低減および動翼の付加損失の低減を図る
ことを特徴とする。

次に本発明の一実施例を第５図について説明す
る。同図ａに示す３箇の面Ａ―Ａ，Ｂ―Ｂ，Ｃ―
Ｃによる断面を同図ｂに示す。

静翼１３の弦長は翼長方向の中央部であるＢ―
Ｂ面で最大となり、従つて翼間の軸方向距離ΔＺ
はこのＢ―Ｂ面で最小距離ΔZ₀となつている。そ
してＢ―Ｂ面よりも翼先端の側壁１５に近づくに
つれて静翼１３の弦長が小さく、従つてΔＺが大
きくなり、翼端の側壁１５近傍のｃ―ｃ面では翼
間の軸方向距離がΔＺ_tになつている。

またＢ―Ｂ面よりも翼根元の側壁１６に近づく
につれて静翼１３の弦長が小さく、従つてΔＺが
大きくなり、翼根元の側壁１６近傍のＡ―Ａ面で
は翼間の軸方向距離がΔＺ_hになつている。この
構成において、静翼１３のＢ―Ｂ断面形状１３Ｂ
に比して側壁近くのＡ―Ａ断面形状１３Ａおよび
Ｃ―Ｃ断面形状１３Ｃがそれぞれ小さくなるよう
に決定する。この形状について具体的な二つの実
施例をそれぞれ第６図ａおよび同図ｂに示す。第
６図ａの実施例においてはＢ―Ｂ断面の翼形矢高
線１８に比して、Ａ―断面の矢高線１９を背面側
に移動させている。またＣ―Ｃ断面の矢高線はこ
の実施例ではＡ―Ａ断面の矢高線１９に合致して
いる。そして断面形状１３Ａおよび断面形状１３
Ｃは断面形状１３Ｂに対して、背面の輪郭線の大
部分を共有する相似形に作られている。ただし、
この場合の相似形とは幾何学的に厳密な相似関係
に限定されるものではなく、流体力学的に同一の
手法を用いつつ適用フアクターを若干変えて描か
れた形状であることを意味してる。

第６図ｂの実施例においては中央部の断面形状
１３B′に対して、側壁近傍の断面形状１３A′お
よび１３C′が矢高線２０を共有するような相似
形に作られている。

上記二つの実施例第６図ａおよびｂにおいて、
翼間流路の最狭幅は、翼長方向中央部Ｂ―Ｂ面で
最小値S₀である。そして上記Ｂ―Ｂ面から側壁近
傍のＡ―Ａ面、又は、Ｃ―Ｃ面に近づくにつれ
て、静翼の弦長がC₀からＣまで減小すると共
に、翼間流路最狭幅はS₀からＳまで漸次増加して
いる。

以上のように構成された段落構造のタービンに
おいては次記，，の作用効果を生じる。

静翼翼形損失の減少 本発明の構成においては第６図について説明し
たように側壁近傍における静翼の弦長Ｃを静翼中
央部の弦長C₀よりも小さくしている。また側壁
近傍における静翼後端の流路幅Ｓを静翼中央部に
おける静翼後端の流路幅S₀よりも大きくしてい
る。

そして静翼に関して第７図に示すような翼列特
性があることが知られている。この図表の縦軸は
静翼の翼形損失係数ζ_PNを表わし、横軸はＳ／ｔ
の値を表わしている。３本の曲線はそれぞれ静翼
の周上間隔寸法／弦長の値が（ｔ／Ｃ）_１の場
合、（ｔ／Ｃ）_２の場合、および（ｔ／Ｃ）_３の
場合を示しており（ｔ／Ｃ）_３＞（ｔ／Ｃ）_２＞
（ｔ／Ｃ）_１である。

この図表から次の二つの傾向が認められる。

(1) 静翼翼形損失数はＳ／ｔの増加によつて減少
する。

(2) 静翼翼形損失係数はｔ／Ｃの増加によつて減
少する。

而して本発明に係る段落構造はｔの値に別段の
変更を加えないので、本発明を適用して静翼の側
壁近傍における流路幅Ｓを増すことによりＳ／ｔ
の値が増加する。また側壁近傍における弦長Ｃを
縮めることによりｔ／Ｃの値が増加する。以上の
関係から静翼翼形損失係数が減少する。

動翼に流入する作動流体速度の均一化 第４図ｃおよびｄについて説明したように、静
翼後流における速度低下率Ｖ／V₁は、側壁近傍
で著しく小さく、また静翼後端からの軸方向距離
ΔＺの増加とともに均一化されて１に近づく。

上記ΔＺの値を大きくすることは装置全体を大
きくするという不具合を生じるが、本発明におい
ては後流の著しい側壁近傍のみについてΔＺの値
を大きくしているので、装置全体を大ならしめる
ことなく、而も側壁近傍の著しい後流のみについ
て流速変動を均一化している。既述の如く動翼に
流入する作動流体速度の周期的変動が動翼翼形損
失を増加させることは広く知られている所であ
り、本発明の適用によつて後流の著しい個所が均
一化されて動翼流入速度の周期的変動が緩和され
るとその結果として動翼翼形損失が低減される。

動翼流入角および流量分布の改善 一般に静翼からの流出角はsin^-1（Ｓ／ｔ）（第
６図参照）で与えられるが、実際の流れは側壁近
傍において２次流れの発生や側壁に発達する速度
境界層などの影響によつて変化する。第８図に設
計的期待値と実際の流れの状況を比較して示す。

第８図ａの横軸は前述の静翼からの流出角α＝
sin^-1s／ｔであり、縦軸は静翼の翼長方向の位置
を示している。同図ｂの横軸は静翼の翼長方向中
央部における作動気体の流量を１としてこれに対
する各部分流量の比を示しており、縦軸は本同ａ
と同じく静翼翼長方向の位置を示している。

従来の段落構造においては本図ａに示す如く機
械的な流出角を線２１のごとく翼長方向の各位置
でほぼ一定にしていたが、実際の流出角は線３０
のように側壁近傍で著しく小さい。これに伴つて
側壁近傍における流量も減少する。本図ｂの線３
１は設計的に期待される流量分布であるが、これ
に比して実際の流量分布は線２３の如く側壁近傍
において著しく小さい。

このように静翼からの流出角αが小さくなると
動翼に対する流入角βも減少する。第８図ｃはそ
の状況をベクトル線図で示している。同図におい
て、α_１は設計的に期待する流出角、α_２は側壁
近傍における実際の流出角である。流出角がこの
ように変化することに従つて、設計的に期待する
流入角β_１が側壁近傍ではβ_２となる。この流入
角β_２は動翼に対する最良条件ではないので動翼
性能が劣下する。

本発明の実施例においては、静翼の機械的流出
角α＝sin^-1（Ｓ／ｔ）の値を側壁近傍で大きく
なるようにした。第８図ａの線２２は本発明の実
施例における機械的流出角を示している。この結
果、側壁近傍における部分流量の減少が緩和され
る。本図ｂの線２４は本発明の実施例における流
量分布を示している。

このように流量分布が設計的期待値である線３
１に接近することにより、動翼に対する流入角も
設計的期待値β_１に接近して動翼性能が改善され
る。

以上本発明によつて得られタービン性能の向上
について定性的に説明したが、なお本発明を実際
に適用する場合の構成と効果について本願発明者
の行つた実験結果に基づいて定量的に説明すると
次の如くである。

第８図ａに示した距離ｌは、側壁近傍の二次流
れと速度境界層による影響を受ける範囲を示して
いる。このｌの値は近似的に ｌ／Ｈ＝１／３（C₀／Ｈ） なる関係式で与えられることが実験的に確認され
ている。但し、C₀は静翼中央部の弦長である。
（第６図参照）。

これに基づいて、本図ａの線２２のごとく静翼
の機械的流れ角を、側壁からの距離ｌの点から、
側壁に近づくにつれて放物線状に大きくし、側壁
に接する位置における流路幅Ｓを中央部の流路幅
S₀に比して1.3〜1.5倍程度にする。この結果本図
ｂに示す如く影響範囲を示す距離はl′に縮小す
る。そして、 l′／Ｈ＝１／６（C₀／Ｈ） なる関係式が成立することが実験的に確認されて
いる。

上述の如く、Ｓの値をS₀の1.3〜1.5倍とすると
通常の翼形の場合、側壁に接する部分の弦長Ｃが
中央部の弦長C₀の0.6〜0.8程度となる。このよう
にして側壁近傍において静翼と動翼との軸方向距
離ΔＺが増加するがαが大きくなるために先に示
した式(1)，(2)のみについて見ると好ましい傾向で
はない。しかし、本発明者らは上述，，の
効果により、総合的な結果としてタービンの段落
効率が改善されることを実験的に確認した。

第１０図は実際の３次元流れ場であるモデルタ
ービンにおいて、本発明の実施例と従来例とにつ
いて静翼の全圧損失分布を対比して示した図表
で、静翼アスペクト比（翼長／弦長）＝0.6 動翼アスペクト比＝1.0 の単段タービンを用いて実験した結果を表わして
いる。

本第１０図のａは本発明の実施例を示し、翼根
元および翼先端における流出角が翼中央付近にお
ける流出角に比して約５゜大きくなるように設定
した。

本第１０図ｂは従来例を示し、翼根元から翼先
端までの間において流出角がほぼ一定（13゜±１
゜）である。

図示の曲線は１ピツチ当たりの全圧損失が等し
い点を連ねたもので、付記した１〜30の数字はａ
図のカーブとｂ図のカーブとを対比するために添
えた指標である。この図から明らかなように、特
に本実施例においては翼先端及び翼根元の損失低
下が顕著である。

第９図はタービンの損失係数を解析した図表で
縦軸は翼長方向の位置を表わし、横軸は損失係数
を示している。

総損失係数ζは、静翼の損失係数ζ_PNと、流速
の周期変動が無い場合の動翼翼形損失係数ζ_PB
と、流速の周期変動による動翼翼形損失係数の増
加分（ζ_PU―ζ_PB）と、二次流れ損失係数ζ_SCと
の和である。第９図ａの実線は従来の段落構造に
おける前記の総損失係数ζを、翼長方向の各位置
について上記ζ_PN，ζ_PB，（ζ_PU―ζ_PB）および
ζ_SCに解析して示したものである。そして点線は
本発明を実施した結果の各損失係数を値を示し、
斜線部は本発明の実施によつて低減し得る損失を
示している。すなわち静翼翼形損失係数ζ_PNは
ｔ／Ｃが小さくなり、Ｓ／ｔが大きくなることに
よつて側壁に近づくにつれて損失低減量が大きく
なる。動翼翼形損失係数ζ_PBは変化しない。流速
の周期変動による損失係数の増加分（ζ_PU―ζ_P
Ｂ）は側壁い近づくにつれて著しく低減される。
そして二次流れ損失係数ζ_SCは静翼翼形損失の減
少と、側壁近くでＳ／ｔが大きくなつて流速分布
が均一化されたことによつて低減される。

以上の結果を総合すると同図ｂに示すごとく、
従来構造のタービン段落における総損失係数を表
わす線２５が本発明の実施によつて線２６のよう
に低減される。

本発明は各種のタービン段落に適用して上述の
効果を奏するが、特に第８図に示した側壁の影響
を受ける範囲の距離ｌの翼長Ｈに対する割合が大
きいタービン段落において効果が顕著であり、ま
た翼長Ｈに対する弦長C₀の大きいタービン段落
において効果が顕著である。

2l≧Ｈである段落、即ちｌが重なり合うような
段落で、0.3＜Ｈ／C₀＜1.5である場合においてタ
ービン段落効率は本発明の適用によつて従来例に
比し２〜３％の向上が可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来一般に用いられているタービン段
落の構成例を示す一部を断面した図、第２図は第
１図におけるＡ―Ａ断面、Ｂ―Ｂ断面およびＣ―
Ｃ断面図、第３図は静翼と動翼間の流れの状態を
説明する図で、ａは静翼下流の流速分布図、ｂは
ベクトル解析図、第４図は静翼下流の流れと損失
発生状況を説明する図で、ａは流れ方向における
流速測定点を示し、ｂは翼長方向における流速の
測定点を示す図、ｃおよびｄは流速の分布を示す
図表、第５図は本発明の一実施例における構成を
説明するための図でａは第１図に対応する一部を
断面した図、ｂは第２図に対応する断面図、第６
図ａおよびｂはそれぞれ本発明の一実施例におけ
る静翼の形状を示す断面図、第７図は静翼の翼列
構成と翼形損失との関係を示す図表、第８図ａお
よびｂは本発明の実施例における性能向上に状況
を示す図表、同図ｃは同ベクトル解析図、第９図
ａおよびｂは本発明の実施例における損失係数の
低減を示す図表、第１０図は本発明の効果を説明
するため、平均全圧損失を従来例と対比して示し
た図表である。 １３……静翼、１３Ａ，１３Ｃ……静翼の側壁
近傍における断面、１３Ｂ……静翼の中央部にお
ける断面、１５……静翼先端の側壁、１６……静
翼根元の側壁、１８，１９，２０……静翼の断面
における矢高線。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 軸流流体機の静翼と動翼とからなる段落構造
   において、静翼の弦長をその翼長の中央部で最大
   となし、翼長の中央部から翼先端および翼根元の
   側壁に近づくにつれて漸次縮小するように構成
   し、かつ、静翼出口端から動翼入口端までの距離
   が前記翼長の中央部で最小となり、翼中央部から
   翼先端及び翼根元の側壁に近づくにつれて漸次増
   大するように構成したことを特徴とするタービン
   段落構造。 ２ 前記静翼は、その静翼を通る半径に垂直な任
   意の平面による断面形状の投影が、矢高線の大部
   分以上を共有する相似形となるような立体形状と
   なしたることを特徴とする特許請求の範囲第１項
   記載のタービン段落構造。 ３ 前記静翼は、その静翼を通る半径に垂直な任
   意の平面による断面形状の投影が、背面輪郭線の
   大部分以上を共有する相似形となるような立体形
   状となしたることを特徴とする特許請求の範囲第
   １項記載のタービン段落構造。