JPS641643B2 - - Google Patents
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- JPS641643B2 JPS641643B2 JP5595281A JP5595281A JPS641643B2 JP S641643 B2 JPS641643 B2 JP S641643B2 JP 5595281 A JP5595281 A JP 5595281A JP 5595281 A JP5595281 A JP 5595281A JP S641643 B2 JPS641643 B2 JP S641643B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airfoil
- blade
- loss
- trailing edge
- nozzle
- Prior art date
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method 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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の目的〕
（産業上の利用分野）
本発明はノズル翼の形状を改良して効率を高め
得るようにしたタービンノズルに関する。
得るようにしたタービンノズルに関する。
（従来の技術）
一般にタービンノズルの損失は、翼形損失と二
次流れ損失によつて表わされるが、この場合翼形
損失は、翼形を二次元翼列と考えた損失であり、
二次流れ損失は、内輪、外輪側壁上の粘性流れと
主流との干渉による損失である。そして翼高さの
高い場合には、ノズル損失中の二次流れ損失の占
める割合は小さいが、翼高さの低い場合にはノズ
ル損失中の翼形損失の占める割合は小さく、二次
割れ損失の占める割合が大きくなる。
次流れ損失によつて表わされるが、この場合翼形
損失は、翼形を二次元翼列と考えた損失であり、
二次流れ損失は、内輪、外輪側壁上の粘性流れと
主流との干渉による損失である。そして翼高さの
高い場合には、ノズル損失中の二次流れ損失の占
める割合は小さいが、翼高さの低い場合にはノズ
ル損失中の翼形損失の占める割合は小さく、二次
割れ損失の占める割合が大きくなる。
一方翼形損失は、翼周りの速度分布に大きく影
響され、特に、翼背面後縁近くでの減速域速度勾
配の大きさ、翼後縁近くでの背、腹面上速度の差
が重要なパラメータとなり、減速域速度勾配は翼
背面上での境界層の発達に大きな影響を与え、速
度勾配の値が大きいと翼背面上での境界層の発達
を助長するとともに背面での流れの剥離を引き起
こし損失を大きくし、また背、腹面上速度の差は
翼下流での損失に大きく関与し、翼後縁において
その速度差の値が大きいと、翼列下流における主
流と翼の後流との干渉による混合損失が大きくな
る。したがつて翼形損失を減少させるためには、
ノズル翼の翼形を翼背面減速域での速度勾配を小
さく、翼後縁における背、腹面速度差の小さい速
度分布を有する翼形に設計することが望ましいこ
とになる。
響され、特に、翼背面後縁近くでの減速域速度勾
配の大きさ、翼後縁近くでの背、腹面上速度の差
が重要なパラメータとなり、減速域速度勾配は翼
背面上での境界層の発達に大きな影響を与え、速
度勾配の値が大きいと翼背面上での境界層の発達
を助長するとともに背面での流れの剥離を引き起
こし損失を大きくし、また背、腹面上速度の差は
翼下流での損失に大きく関与し、翼後縁において
その速度差の値が大きいと、翼列下流における主
流と翼の後流との干渉による混合損失が大きくな
る。したがつて翼形損失を減少させるためには、
ノズル翼の翼形を翼背面減速域での速度勾配を小
さく、翼後縁における背、腹面速度差の小さい速
度分布を有する翼形に設計することが望ましいこ
とになる。
他方二次流れ損失は翼列内での流れの転向に大
きく影響を受け、主流の転向による背面から腹面
にかけての圧力勾配により、側壁上境界層内の流
速の遅い領域内の流れが、主流の転向よりも、よ
り大きく転向し、側壁上に翼腹面かり背面への流
れとなる。この腹面から背面への流れが背面に当
ると巻き上がり、渦流はノズル内下流に行くにし
たがい、大きく増長し、主流を乱すことになる。
きく影響を受け、主流の転向による背面から腹面
にかけての圧力勾配により、側壁上境界層内の流
速の遅い領域内の流れが、主流の転向よりも、よ
り大きく転向し、側壁上に翼腹面かり背面への流
れとなる。この腹面から背面への流れが背面に当
ると巻き上がり、渦流はノズル内下流に行くにし
たがい、大きく増長し、主流を乱すことになる。
上記渦流と主流との干渉による損失が二次流れ
損失を形成する。したがつてノズルの転向角が等
しい場合には、ノズル内での流れの転向をなるべ
く下流側で行ない、二次流れにより発生した渦流
をノズル内で増長させないことが二次流れ損失を
小さくすることになる。
損失を形成する。したがつてノズルの転向角が等
しい場合には、ノズル内での流れの転向をなるべ
く下流側で行ない、二次流れにより発生した渦流
をノズル内で増長させないことが二次流れ損失を
小さくすることになる。
すなわち従来用いられているタービンノズルの
翼形は、第１図に示すように、翼高さの高い段落
では点線の翼形１ａであり、翼高さの低い団落で
は鎖線の翼形１ｂである。そして上記翼形１ａは
翼形損失が小さく、上記翼形１ｂは翼形損失が大
きいが翼高さの低い場合の二次流れ損失が小さい
ことは知られている。
翼形は、第１図に示すように、翼高さの高い段落
では点線の翼形１ａであり、翼高さの低い団落で
は鎖線の翼形１ｂである。そして上記翼形１ａは
翼形損失が小さく、上記翼形１ｂは翼形損失が大
きいが翼高さの低い場合の二次流れ損失が小さい
ことは知られている。
（発明が解決しようとする問題点）
しかし上記形式のタービンノズルの翼形につい
て、翼厚さおよび転向角の変化を考察してみる
と、翼形１ａは翼形１ｂに比較すると、翼厚さに
ついては後縁近くでの変化は小さく（第４図）、
また転向角については、後縁近くでの変化は小さ
く（第５図）、ノズルの上流側で転向されている。
て、翼厚さおよび転向角の変化を考察してみる
と、翼形１ａは翼形１ｂに比較すると、翼厚さに
ついては後縁近くでの変化は小さく（第４図）、
また転向角については、後縁近くでの変化は小さ
く（第５図）、ノズルの上流側で転向されている。
したがつて翼形損失の少ない翼形を設計する場
合には、翼後縁近傍背側での減速域速度勾配が小
さく、翼後縁近傍背、腹面速度の差が小さい速度
分布を与えて翼形を得るが、このようにして得ら
れた翼形では、翼形損失を小さくできても、流れ
の転向がノズル内上流で行なわれるため二次流れ
損失が大きくなり、また第２図に示すように翼高
さの低い所での二次流れ損失が大きいから、翼形
損失に二次流れ損失を加えた全ノズル損失は大き
くなつてしまう。
合には、翼後縁近傍背側での減速域速度勾配が小
さく、翼後縁近傍背、腹面速度の差が小さい速度
分布を与えて翼形を得るが、このようにして得ら
れた翼形では、翼形損失を小さくできても、流れ
の転向がノズル内上流で行なわれるため二次流れ
損失が大きくなり、また第２図に示すように翼高
さの低い所での二次流れ損失が大きいから、翼形
損失に二次流れ損失を加えた全ノズル損失は大き
くなつてしまう。
したがつて、蒸気タービンの高中圧段のよう
に、高さが２次流れ損失を無視できるほどには高
くなく、かつ、翼形損失を無視できるほどには低
くない段落においては、従来の翼形１ａの特徴と
翼形１ｂの特徴とを加味することにより、従来の
タービンノズルより、効率の高いタービンノズル
を得ることができることになる。
に、高さが２次流れ損失を無視できるほどには高
くなく、かつ、翼形損失を無視できるほどには低
くない段落においては、従来の翼形１ａの特徴と
翼形１ｂの特徴とを加味することにより、従来の
タービンノズルより、効率の高いタービンノズル
を得ることができることになる。
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、
蒸気タービンの高中圧段において、翼形を翼後縁
近くにおいて翼厚さの変化を小さくし、かつキヤ
ンバーラインの接線の傾斜角を下流側で大きく変
化させるように設計し、これによつて翼形損失を
小さく保ち、タービン段落効率を向上させるよう
にしたタービンノズルを提供することを目的とす
る。
蒸気タービンの高中圧段において、翼形を翼後縁
近くにおいて翼厚さの変化を小さくし、かつキヤ
ンバーラインの接線の傾斜角を下流側で大きく変
化させるように設計し、これによつて翼形損失を
小さく保ち、タービン段落効率を向上させるよう
にしたタービンノズルを提供することを目的とす
る。
（問題点を解決するための手段）
本発明のタービンノズルは、翼形を翼後縁近く
において翼厚さの変化を小さく、かつキヤンバー
ラインの接線の傾斜角を下流側で大きく変化させ
たタービンノズルにおいて、タービンノズルの翼
高さを100mmから200mmの範囲とし、キヤンバーラ
インに沿つて最大翼厚さ位置から後縁位置までの
長さをＬ、最大翼厚さ位置から下流方向の座標を
Ｘとした時、Ｘ／Ｌ＝0.5の位置の翼厚さを最大
翼厚さで除した値Ｔを0.4以下とし、Ｘ／Ｌ＝0.3
の位置におけるキヤンバラインの接線と後縁にお
ける接線とのなす角αを15゜≦α≦30゜に設定して
構成される。翼形を翼後縁近くにおいて翼厚さの
変化を小さく、かつキヤンバーラインの接線の傾
斜角を下流側で大きく変化させるようにして構成
される。
において翼厚さの変化を小さく、かつキヤンバー
ラインの接線の傾斜角を下流側で大きく変化させ
たタービンノズルにおいて、タービンノズルの翼
高さを100mmから200mmの範囲とし、キヤンバーラ
インに沿つて最大翼厚さ位置から後縁位置までの
長さをＬ、最大翼厚さ位置から下流方向の座標を
Ｘとした時、Ｘ／Ｌ＝0.5の位置の翼厚さを最大
翼厚さで除した値Ｔを0.4以下とし、Ｘ／Ｌ＝0.3
の位置におけるキヤンバラインの接線と後縁にお
ける接線とのなす角αを15゜≦α≦30゜に設定して
構成される。翼形を翼後縁近くにおいて翼厚さの
変化を小さく、かつキヤンバーラインの接線の傾
斜角を下流側で大きく変化させるようにして構成
される。
（作用）
本発明のタービンノズルにおいては、翼形損失
では従来の翼形１ａよりも多少大きくなるが、二
次流れ損失では従来の翼形１ａよりも小さくな
り、したがつて全ノズル損失は従来の翼形１ａよ
り小さくなる。また翼形の翼高さに対する損失変
化は、従来の翼形１ａ，１ｂに比較して広範囲の
翼高さに対して損失が小さくなつており、したが
つて個々の翼高さに対してαが最適値である翼形
を用いる必要がなく、一つの翼形で100mmから200
mmの広範囲の翼高さに対して有効となる。
では従来の翼形１ａよりも多少大きくなるが、二
次流れ損失では従来の翼形１ａよりも小さくな
り、したがつて全ノズル損失は従来の翼形１ａよ
り小さくなる。また翼形の翼高さに対する損失変
化は、従来の翼形１ａ，１ｂに比較して広範囲の
翼高さに対して損失が小さくなつており、したが
つて個々の翼高さに対してαが最適値である翼形
を用いる必要がなく、一つの翼形で100mmから200
mmの広範囲の翼高さに対して有効となる。
（実施例）
以下本発明の一実施例を図面につき説明する。
第３図において符号１０は、本発明によるター
ビンノズルの翼形であつて、この翼形１０は、最
大翼厚をｌ、キヤンバーラインをｃ、最大翼厚さ
位置から後縁までの長さをＬ、最大翼厚さ位置か
ら下流方向の座標をｘ、翼後縁でのキヤンバーラ
インの接線t1とｘ位置におけるキヤンバーライン
の接線t2とのなす角度をαとした場合に、ｘ／Ｌ
＝0.5に設定した時に、翼厚さを最大翼厚さで除
した値τが0.25≦τ≦0.4で、ｘ／Ｌ＝0.3に設定
した時にキヤンバーラインの接線と後縁における
接線のなす角αが15゜≦α≦30゜になるように定め
られている。
ビンノズルの翼形であつて、この翼形１０は、最
大翼厚をｌ、キヤンバーラインをｃ、最大翼厚さ
位置から後縁までの長さをＬ、最大翼厚さ位置か
ら下流方向の座標をｘ、翼後縁でのキヤンバーラ
インの接線t1とｘ位置におけるキヤンバーライン
の接線t2とのなす角度をαとした場合に、ｘ／Ｌ
＝0.5に設定した時に、翼厚さを最大翼厚さで除
した値τが0.25≦τ≦0.4で、ｘ／Ｌ＝0.3に設定
した時にキヤンバーラインの接線と後縁における
接線のなす角αが15゜≦α≦30゜になるように定め
られている。
上記Ｘ／Ｌ＝0.5の位置設定は、翼形１０の翼
形損失が大きくなる位置を基準としたものであ
り、またＸ／Ｌ＝0.3の位置設定は、腹面から背
面への二次流れの変化が大きく現われる位置であ
るためである。
形損失が大きくなる位置を基準としたものであ
り、またＸ／Ｌ＝0.3の位置設定は、腹面から背
面への二次流れの変化が大きく現われる位置であ
るためである。
第４図中にｘ／Ｌ＝0.5の所において、τの範
囲0.25≦τ≦0.4を矢印で示す。τの最小値であ
る0.25という値は、流体性能の見地からでなく、
強度上の問題から決まる。つまり、後縁厚さを、
これより薄くすると、後縁での応力が大きくな
り、強度上好ましくない。従来翼形１ａのτの値
は0.25程度の値となつている。
囲0.25≦τ≦0.4を矢印で示す。τの最小値であ
る0.25という値は、流体性能の見地からでなく、
強度上の問題から決まる。つまり、後縁厚さを、
これより薄くすると、後縁での応力が大きくな
り、強度上好ましくない。従来翼形１ａのτの値
は0.25程度の値となつている。
τの最大値である0.4は、第８図に示すように
流体性能見地から決まる値であり、この0.4より
大きいと、翼形損失は大きくなつてしまう。従来
翼形１ｂはτが0.5程度になつており翼形損失は
大きい。
流体性能見地から決まる値であり、この0.4より
大きいと、翼形損失は大きくなつてしまう。従来
翼形１ｂはτが0.5程度になつており翼形損失は
大きい。
すなわち翼形１０の翼厚さの変化は従来翼形１
ａとほぼ同じであり、従来翼形１ｂと比較して後
縁近くでの翼厚さの変化を小さくしている。
ａとほぼ同じであり、従来翼形１ｂと比較して後
縁近くでの翼厚さの変化を小さくしている。
第５図中にｘ／Ｌ＝0.3の所において、αの範
囲15゜≦α≦30゜を矢印で示す。従来翼１ａのαが
10゜程度、翼形１ｂのαが40゜程度であるのに対
し、翼形１０の転向角の変化は、従来翼形１ａよ
りも転向を遅くし、かつ従来翼形１ｂよりも転向
を早くしている。かかる転向角の変化は翼形損失
と二次流れ損失とを加えた全ノズル損失が最小値
となるように決められている。
囲15゜≦α≦30゜を矢印で示す。従来翼１ａのαが
10゜程度、翼形１ｂのαが40゜程度であるのに対
し、翼形１０の転向角の変化は、従来翼形１ａよ
りも転向を遅くし、かつ従来翼形１ｂよりも転向
を早くしている。かかる転向角の変化は翼形損失
と二次流れ損失とを加えた全ノズル損失が最小値
となるように決められている。
第６図はタービンノズルの翼高さが100mm、200
mmで、ｘ／Ｌ＝0.3に設定し、角度αを変化させ
た場合の実験値を示すものであつて、角度αが大
きいと、転向が遅く、角度αが小さいと転向が早
く、また翼形損失はαの増加とともに増加し、二
次流れ損失はαの増加とともに減少することを示
してている。
mmで、ｘ／Ｌ＝0.3に設定し、角度αを変化させ
た場合の実験値を示すものであつて、角度αが大
きいと、転向が遅く、角度αが小さいと転向が早
く、また翼形損失はαの増加とともに増加し、二
次流れ損失はαの増加とともに減少することを示
してている。
したがつて全ノズル損失は翼高さ100mmの場合
α＝25゜で最小値になり、また翼高さ200mmの場合
α＝20゜で最小値となる。翼高さの変化に対して、
αの最適値は変化し、αの最適値の翼高さに対す
る変化は、第７図に示す通りである。すなわち蒸
気タービン高中圧段では翼高さ50mmから250mmで
あり、これに対応するαの最適値は約15゜から30゜
の範囲にあることを示している。
α＝25゜で最小値になり、また翼高さ200mmの場合
α＝20゜で最小値となる。翼高さの変化に対して、
αの最適値は変化し、αの最適値の翼高さに対す
る変化は、第７図に示す通りである。すなわち蒸
気タービン高中圧段では翼高さ50mmから250mmで
あり、これに対応するαの最適値は約15゜から30゜
の範囲にあることを示している。
しかして上記タービンノズルの翼形１０は、翼
形損失では翼形１ａよりも多少大きくなるが、二
次流れ損失では翼形１ａよりも小さくなり、した
がつて全ノズル損失は翼形１ａより小さくなる。
形損失では翼形１ａよりも多少大きくなるが、二
次流れ損失では翼形１ａよりも小さくなり、した
がつて全ノズル損失は翼形１ａより小さくなる。
また翼形１０の翼高さに対する損失変化は、第
２図に示すように、従来の翼形１ａ，１ｂに比較
して広範囲の翼高さに対して損失が小さくなつて
おり、したがつて個々の翼高さに対してαが最適
値である翼形を用いる必要がなく、一つの翼形で
広範囲の翼高さに対して有効となり、各翼高さに
対して各々のαの最適値により翼形を設計するこ
となく、１つの翼形により、蒸気タービン高中圧
段のノズルを製作することができるので、製作コ
ストを高くすることはない。
２図に示すように、従来の翼形１ａ，１ｂに比較
して広範囲の翼高さに対して損失が小さくなつて
おり、したがつて個々の翼高さに対してαが最適
値である翼形を用いる必要がなく、一つの翼形で
広範囲の翼高さに対して有効となり、各翼高さに
対して各々のαの最適値により翼形を設計するこ
となく、１つの翼形により、蒸気タービン高中圧
段のノズルを製作することができるので、製作コ
ストを高くすることはない。
以上述べたように本発明によれば、蒸気タービ
ンの高中厚段に用いられる翼高さ100mm〜200mmの
翼タービンノズルにおいて、翼形損失および二次
流れ損失を小さく設定し得、したがつてタービン
ノズルの損失の低減化が図り得るからタービン段
落の効率が向上するという効果を奏する。
ンの高中厚段に用いられる翼高さ100mm〜200mmの
翼タービンノズルにおいて、翼形損失および二次
流れ損失を小さく設定し得、したがつてタービン
ノズルの損失の低減化が図り得るからタービン段
落の効率が向上するという効果を奏する。
第１図は従来のタービンノズルの翼形を示す
図、第２図は翼高さに対する翼形の損失変化を示
す図、第３図は本発明によるタービンノズルの翼
形を示す図、第４図は翼厚さを要因とした説明
図、第５図は転向角の分布を示す図、第６図は転
向の早さαの変化を要因とした説明図、第７図は
全ノズル損失と角αの関係を示す図、第８図は翼
形損失と翼厚さとの関係を示す図である。 １０……翼形、ｃ……キヤンバーライン、α…
…接線t1と接線t2とのなす角。
図、第２図は翼高さに対する翼形の損失変化を示
す図、第３図は本発明によるタービンノズルの翼
形を示す図、第４図は翼厚さを要因とした説明
図、第５図は転向角の分布を示す図、第６図は転
向の早さαの変化を要因とした説明図、第７図は
全ノズル損失と角αの関係を示す図、第８図は翼
形損失と翼厚さとの関係を示す図である。 １０……翼形、ｃ……キヤンバーライン、α…
…接線t1と接線t2とのなす角。
Claims (1)
- １ 翼形を翼後縁近くにおいて翼厚さの変化を小
さく、かつキヤンバーラインの接線の傾斜角を下
流側で大きく変化させたタービンノズルにおい
て、タービンノズルの翼高さを100mmから200mmの
範囲とし、キヤンバーラインに沿つて最大翼厚さ
位置から後縁位置までの長さをＬ、最大翼厚さ位
置から下流方向の座標をＸとした時、Ｘ／Ｌ＝
0.5の位置の翼厚さを最大翼厚さで除した値Ｔを
0.4と0.25の範囲内とし、Ｘ／Ｌ＝0.3の位置にお
けるキヤンバラインの接線と後縁における接線と
のなす角αを翼高さ50mmで30゜と、翼高さ250mmで
15゜とを直線状に結ぶ線上の角度に設定したこと
を特徴とするタービンノズル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5595281A JPS57171007A (en) | 1981-04-14 | 1981-04-14 | Turbine nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5595281A JPS57171007A (en) | 1981-04-14 | 1981-04-14 | Turbine nozzle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS57171007A JPS57171007A (en) | 1982-10-21 |
| JPS641643B2 true JPS641643B2 (ja) | 1989-01-12 |
Family
ID=13013404
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5595281A Granted JPS57171007A (en) | 1981-04-14 | 1981-04-14 | Turbine nozzle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS57171007A (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107178526B (zh) * | 2017-07-11 | 2019-09-24 | 上海电气燃气轮机有限公司 | 轴流压气机叶型设计方法及轴流压气机叶型 |
-
1981
- 1981-04-14 JP JP5595281A patent/JPS57171007A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS57171007A (en) | 1982-10-21 |
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