(57)【要約】      （修正有）【課題】中間連結部材が配置される動翼間の流れ方向における圧力分布を適正化し、中間連結部材による空気力学的な損失を低減することができる動翼翼列および蒸気タービンを提供する。【解決手段】実施形態の動翼翼列は、動翼２０の翼背面２４に設けられた背側連結部材３１と動翼２０の翼腹面２５に設けられた腹側連結部材３２とによって中間連結部材を構成する。中間連結部材の下流側端縁が、動翼間に形成される流路のスロートよりも上流側に位置し、背側連結部材３１および腹側連結部材３２が設けられた連結部材翼高さ位置Ｈ２、および連結部材翼高さ位置Ｈ２から径方向外側および径方向内側の所定の範囲の翼高さ位置において、動翼２０の前縁２６から後縁２７までの軸方向距離を１としたとき、前縁２６からの軸方向距離が０．３５以上の位置に、動翼２０の最大翼厚みが存在する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンロータの周方向に植設された複数の動翼と、
各前記動翼の翼背面に突設された背側連結部材と、
各前記動翼の翼腹面に突設された腹側連結部材と
を備え、前記動翼が回転する際、隣接する前記動翼の前記背側連結部材と前記腹側連結部材とによって中間連結部材を構成するタービン動翼翼列において、
前記中間連結部材の下流側端縁が、前記動翼間に形成される流路のスロート部よりも上流側に位置し、
前記背側連結部材および前記腹側連結部材が設けられた連結部材翼高さ位置、および当該連結部材翼高さ位置から径方向外側および径方向内側の所定の範囲の翼高さ位置において、  
前記動翼の前縁から後縁までのタービンロータの軸方向の軸方向距離を１としたとき、前記前縁からの前記軸方向距離が０．３５以上の位置に、前記動翼の最大翼厚みが存在することを特徴とするタービン動翼翼列。
【請求項２】
前記動翼の翼高さを１としたとき、
前記所定の範囲の翼高さ位置において、
前記連結部材翼高さ位置から径方向外側の範囲が０．１以下であり、
前記連結部材翼高さ位置から径方向内側の範囲が０．１以下であることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼翼列。
【請求項３】
前記背側連結部材および前記腹側連結部材が一対の座部で構成され、互いに隣接する前記一対の座部がスリーブで連結されていることを特徴とする請求項１または２記載のタービン動翼翼列。
【請求項４】
前記中間連結部材が、流線形状であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項記載のタービン動翼翼列。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼翼列を備えたことを特徴とする蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、タービン動翼翼列および蒸気タービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、蒸気タービンの高効率化のために低圧部における動翼を長翼化し、環状面積を増加させることが検討されている。しかしながら、動翼の長翼化は、遠心応力の増加および固有振動数の低下を招くことになる。
【０００３】
遠心応力の増加は、例えば、翼断面積の最適な分布、翼材料の高強度化や軽量化により抑制することができる。また、振動特性については、例えば、動翼の長翼化により出現する動翼または動翼群の多様な固有値が運転周波数に対して十分に離調するように動翼の構造を工夫することで対応している。
【０００４】
長翼を単独翼として配備すると、固有値が、多様なモードと周波数に存在するため、離調し難くなる。そのため、動翼の先端部に突起部を設け、隣接する動翼と接触させる対応、または動翼の先端部に連結部品を設け、環状全周の動翼を一群化する対応がなされている。さらに、動翼の翼根元部から先端にかけたスパンの中間部に、先端部と同様の構造を設けて、振動特性を改善することが検討されている。
【０００５】
ここで、特に、動翼のスパン中間部に連結構造を備える場合、本来、空気力学的な損失を極力抑制するように設計されたタービン動翼翼列の形状が大きく変形、または動翼間の流路中に抵抗要素が設置されることになる。
【０００６】
これによって、蒸気タービンの段落性能を低下させる要因となることは明らかである。そのため、この性能低下を抑制することは、蒸気タービンの高効率化を図るための課題となっている。この対策として、中間連結部材を流線形として、空気力学的な損失の低減を図ることが検討されている。
【０００７】
ここで、図１４は、従来の蒸気タービンの動翼３００の腹面側を示す平面図である。また、図１５は、図１４に示された動翼３００から構成されたタービン動翼翼列を半径方向外側から見たときの平面図である。図１６は、図１５のＶ１−Ｖ１断面を示す図である。
【０００８】
図１７は、流線形状の中間連結部材３０１を備えた従来のタービン動翼翼列における中間連結部材３０１の周囲の流れを説明するための図である。図１８は、図１７のＶ２−Ｖ２断面における損失領域を説明するための図である。
【０００９】
なお、図１８は、Ｖ２−Ｖ２断面において流れを下流側から観察したときの損失領域が示されている。また、図１８に示された、上下方向に延びる２本の直線は、動翼の後縁３００ａを示している。
【００１０】
図１４に示す動翼３００には、図１５に示すように、動翼３００の背側および腹側に中間連結部材３０１が設けられている。この中間連結部材３０１の断面は、図１６に示すように、流線形状となっている。
【００１１】
ここで、図１８に示すように、流線形状の中間連結部材３０１の後流の断面において、上方および下方に双子渦による高損失域３２０が発生している。この高損失域３２０の周囲に、広い範囲で低損失域３２１が発生している。このように、流線形状の中間連結部材３０１の採用により、空気力学的な損失は低減されるものの、高損失域３２０は、完全に消滅していない。そのため、流線形状の中間連結部材３０１を備える場合においても、損失改善の余地がある。
【００１２】
ここで損失発生域を詳細に観察すると、流線形状の中間連結部材３０１を備えた動翼３００において、流線形状の中間連結部材３０１が接続される、動翼３００の背側３００ｂ側に偏っていることがわかる。これは、動翼３００の背側３００ｂにおいて発達する境界層が中間連結部材３０１の前縁部を横切る際、低エネルギー領域が巻き上がることに起因するものと考えられる。
【００１３】
また、これは、タービン動翼翼列間に発生する馬蹄渦と類似したものと理解される。そして、流れに対して凸面が続く背側面での境界層の発達と融合して渦が発達することで、高損失域が拡大するものと考えられる。
【００１４】
数値解析などの試算により、こうした損失は、段落効率を数％低下させる場合もあることがわかっている。例えば、蒸気タービンにおける、長翼の動翼を備えるタービン段落において、蒸気タービン全体に対する出力分担割合が１０％以上となることを考慮すれば、このような段落性能の低下は、無視できるものではない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１５】
【特許文献１】特許第４０５８９０６号公報
【特許文献２】特許第５５５８０９５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１６】
上記したように、例えば、長翼となる動翼の振動特性を改善するために、中間連結部材を備えることは、動翼間を流れる蒸気の流路抵抗となり、空力性能の低下をもたらす。
【００１７】
これを抑制するために、例えば、中間連結部材の形状を流線形に構成する場合、部材強度を確保しつつ流線形としたときでも、高損失域の消滅には至らない状況にある。
【００１８】
本発明が解決しようとする課題は、中間連結部材が配置される動翼間の流れ方向における圧力分布を適正化し、中間連結部材による空気力学的な損失を低減することができるタービン動翼翼列および蒸気タービンを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１９】
実施形態のタービン動翼翼列は、タービンロータの周方向に植設された複数の動翼と、各前記動翼の翼背面に突設された背側連結部材と、各前記動翼の翼腹面に突設された腹側連結部材とを備え、前記動翼が回転する際、隣接する前記動翼の前記背側連結部材と前記腹側連結部材とによって中間連結部材を構成する。
【００２０】
そして、前記中間連結部材の下流側端縁が、前記動翼間に形成される流路のスロート部よりも上流側に位置し、前記背側連結部材および前記腹側連結部材が設けられた連結部材翼高さ位置、および当該連結部材翼高さ位置から径方向外側および径方向内側の所定の範囲の翼高さ位置において、前記動翼の前縁から後縁までのタービンロータの軸方向の軸方向距離を１としたとき、前記前縁からの前記軸方向距離が０．３５以上の位置に、前記動翼の最大翼厚みが存在する。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】実施の形態の動翼翼列を備える蒸気タービンの鉛直方向の子午断面を示す図である。
【図２】実施の形態の動翼翼列を構成する動翼の斜視図である。
【図３】実施の形態の動翼翼列を図１のＷ１−Ｗ１断面で示した図である。
【図４】流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３に位置する動翼翼列の断面を模式的に示した図である。
【図５】中間連結部材を備えた動翼翼列を上流側から見たときの動翼間の流れを示す図である。
【図６】動翼の翼面速度分布を示す図である。
【図７】本実施の形態の動翼間における流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３での等流速線を示す図である。
【図８】従来の動翼間における流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３に相当する範囲での等流速線を示す図である。
【図９】従来の動翼の中間連結部材の下流における高損失領域を模式的に示した図である。
【図１０】本実施の形態の動翼における、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２と損失との関係を示した図である。
【図１１】動翼の翼高さ位置と動翼エネルギー損失との関係を示す図である。
【図１２】本実施の形態における他の構造の中間連結部材を備える動翼翼列を半径方向の外側から見たときの平面図である。
【図１３】図１２のＷ２−Ｗ２断面を示す図である。
【図１４】従来の蒸気タービンの動翼の腹面側を示す平面図である。
【図１５】図１４に示された動翼から構成されたタービン動翼翼列を半径方向外側から見たときの平面図である。
【図１６】図１５のＶ１−Ｖ１断面を示す図である。
【図１７】流線形状の中間連結部材を備えた従来のタービン動翼翼列における中間連結部材の周囲の流れを説明するための図である。
【図１８】図１７のＶ２−Ｖ２断面における損失領域を説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
【００２３】
図１は、実施の形態の動翼翼列１０を備える蒸気タービン１００の鉛直方向の子午断面を示す図である。なお、図１に示された蒸気タービン１００は、低圧タービンである。また、動翼翼列１０は、タービン動翼翼列として機能する。
【００２４】
図１に示すように、蒸気タービン１００は、ケーシング１０１を備え、このケーシング１０１内には、タービンロータ１０２が貫設されている。タービンロータ１０２には、周方向に亘って径方向外側に突出するロータディスク１０３が形成されている。
【００２５】
ここで、タービンロータ１０２の回転軸Ｏに対して垂直な方向を径方向という。径方向において、回転軸Ｏから遠ざかる側を径方向外側といい、回転軸Ｏに近づく側を径方向内側という。
【００２６】
ロータディスク１０３には、複数の動翼２０が周方向に植設されている。複数の動翼２０を周方向に備えた動翼翼列１０は、タービンロータ１０２の軸方向に複数段構成されている。なお、タービンロータ１０２は、図示しないロータ軸受によって回転可能に支持されている。
【００２７】
なお、タービンロータ１０２の軸方向は、タービンロータ１０２の回転軸Ｏの延びる方向である。以下において、タービンロータ１０２の軸方向を軸方向という。
【００２８】
ケーシング１０１の内周には、ダイアフラム外輪１０４が設置され、このダイアフラム外輪１０４の内側には、ダイアフラム内輪１０５が設置されている。また、ダイアフラム外輪１０４とダイアフラム内輪１０５との間には、周方向に複数の静翼１０６が配置され、静翼翼列１０７を構成している。
【００２９】
この静翼翼列１０７は、軸方向に動翼翼列１０と交互に複数段備えられている。そして、静翼翼列１０７と、その直下流側に位置する動翼翼列１０とで一つのタービン段落を構成している。
【００３０】
ダイアフラム外輪１０４とダイアフラム内輪１０５との間には、主蒸気が流れる環状の蒸気通路１０８が形成されている。すなわち、ダイアフラム外輪１０４は、蒸気通路１０８の外径側の外周壁としても機能し、ダイアフラム内輪１０５は、蒸気通路２９の内周側の内周壁としても機能している。
【００３１】
タービンロータ１０２とケーシング１０１との間には、蒸気の外部への漏洩を防止するために、グランドシール部１０９が設けられている。また、タービンロータ１０２とダイアフラム内輪１０５との間には、この間を蒸気が下流側へ通過するのを防止するために、シール部１１０が設けられている。
【００３２】
また、蒸気タービン１００には、クロスオーバ管１１１からの蒸気を蒸気タービン１００の内部に導入するための蒸気入口管（図示しない）がケーシング１０１を貫通して設けられている。
【００３３】
最終段のタービン段落の下流側には、タービン段落において膨張仕事をした蒸気を排気するための排気通路（図示しない）が設けられている。この排気通路は、復水器（図示しない）に連通されている。
【００３４】
次に、実施の形態の動翼翼列１０の構成について説明する。
【００３５】
図２は、実施の形態の動翼翼列１０を構成する動翼２０の斜視図である。図３は、実施の形態の動翼翼列１０を図１のＷ１−Ｗ１断面で示した図である。なお、図１のＷ１−Ｗ１断面は、中間連結部材３０に流れ込む蒸気の流れ方向に沿った断面である。
【００３６】
図２に示すように、動翼翼列１０を構成する動翼２０は、翼根元２１ａから翼先端２１ｂに亘って捻じれた翼有効部２１と、翼有効部２１の翼先端２１ｂの径方向外側に形成されたシュラウド２２と、翼根元２１ａよりも径方向内側に形成された翼植込部２３とを備える。
【００３７】
図２および図３に示すように、動翼２０は、翼背面２４に突設された背側連結部材３１と、翼腹面２５に突設された腹側連結部材３２とを備える。背側連結部材３１および腹側連結部材３２は、翼根元２１ａと翼先端２１ｂ（シュラウド２２）との間に設けられている。背側連結部材３１および腹側連結部材３２は、例えば、翼有効部２１の翼高さＨ１のほぼ中央に設けられる。
【００３８】
ここで、翼有効部２１の翼高さＨ１は、翼有効部２１の径方向における高さである。具体的には、図２に示すように、翼有効部２１の翼高さＨ１は、翼根元２１ａと翼先端２１ｂとの間の径方向の距離である。
【００３９】
図３に示すように、動翼２０が回転する際、周方向に隣接する動翼２０の背側連結部材３１と腹側連結部材３２とが当接して中間連結部材３０を構成する。なお、背側連結部材３１および腹側連結部材３２の当接面の形状は、同じ形状に構成される。
【００４０】
ここでは、中間連結部材３０は、翼型形状などの流線形状で構成された一例を示している。なお、中間連結部材３０の形状は、空力損失を抑制するために、翼型形状などの流線形状が好ましいが、流線形状に限られるものでなはい。
【００４１】
また、実施の形態の動翼翼列１０は、例えば、振動特性の改善が要求される長翼の動翼に適用することが好適である。
【００４２】
図３に示すように、中間連結部材３０の下流側端縁３３は、スロートＳよりも上流側、すなわち、動翼２０の前縁２６側に位置している。
【００４３】
ここで、スロートＳは、動翼２０間において、作動流体が流れる流路面積が最小となる流路断面を意味する。例えば、図３に示した断面において、スロートＳは、動翼２０の後縁２７から、隣接する動翼２０の翼背面２４までの距離が最短となる幅を有している。このスロート幅は、断面位置によっても異なる。図３において、スロートＳを説明の便宜上矢印で示している。
【００４４】
中間連結部材３０の上流側端縁３４は、例えば、隣接する動翼２０の前縁２６を結んだ線上、またはこの線上よりも後縁２７側に位置することが好ましい。
【００４５】
なお、中間連結部材３０を翼型形状で構成する場合、下流側端縁３３は、後縁に相当し、上流側端縁３４は、前縁に相当する。また、ここでは、スロートＳは、図３に示すように、動翼２０の後縁２７から隣接する動翼２０の翼背面２４に亘る領域に形成されている。
【００４６】
ここで、背側連結部材３１および腹側連結部材３２が設けられた連結部材翼高さ位置Ｈ２、およびこの連結部材翼高さ位置Ｈ２から径方向外側および径方向内側の所定の範囲の翼高さ位置において、隣接する動翼２０間の流路幅は、上流側（前縁２６側）では広く、下流側（後縁２７側）では狭く形成されている。
【００４７】
なお、このように隣接する動翼２０間の流路幅を構成する上記した翼高さ位置の範囲を流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３という。また、隣接する動翼２０間の流路幅は、動翼２０間において翼背面２４および翼腹面２５に接する内接円の直径で定義される。
【００４８】
また、連結部材翼高さ位置Ｈ２は、図２に示すように、翼根元２１ａと、背側連結部材３１の上流側端縁３４が動翼２０の翼背面２４と交わる点との間の径方向の距離である。以下、背側連結部材３１の上流側端縁３４が動翼２０の翼背面２４と交わる点を連結部材翼高さ位置Ｈ２の基準位置Ｑという。
【００４９】
なお、腹側連結部材３２の上流側端縁３４が動翼２０の翼腹面２５と交わる点は、背側連結部材３１の上流側端縁３４が動翼２０の翼背面２４と交わる点と同じ翼高さ位置にある。そのため、腹側連結部材３２の上流側端縁３４が動翼２０の翼腹面２５と交わる点も、連結部材翼高さ位置Ｈ２の基準位置Ｑとして機能する。
【００５０】
隣接する動翼２０間の流路幅について、図４を参照して具体的に説明する。図４は、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３に位置する動翼翼列１０の断面を模式的に示した図である。
【００５１】
隣接する動翼２０間の流路幅を上流側（前縁２６側）では広く、下流側（後縁２７側）では狭く形成することは、動翼２０の最大翼厚みとなる軸方向位置を調整することで、実現できる。
【００５２】
具体的には、図４に示すように、動翼２０の前縁２６から後縁２７までの軸方向の距離（以下、軸方向距離という）を１としたとき、前縁２６からの軸方向距離が０．３５以上の位置に、動翼２０の最大翼厚みが存在するように翼形状を設定する。
【００５３】
ここで、以下において、動翼２０の前縁２６から後縁２７までの軸方向距離を翼軸方向距離Ｄ１という。また、翼軸方向距離Ｄ１を１としたときの、動翼２０の最大翼厚みが存在する位置を示す前縁２６からの軸方向距離を最大翼厚み軸方向距離Ｄ２という。
【００５４】
ここで、動翼２０の翼厚みは、図４に示すように、動翼２０の断面におけるキャンバーラインＬ上のある点において、その点を通り、その点における接線に直交する方向の翼背面２４と翼腹面２５との間の距離で定義される。また、動翼２０の最大翼厚みＴｍａｘは、この動翼２０の翼厚みが最大となる厚みである。
【００５５】
なお、キャンバーラインＬは、図４に示す動翼２０の断面において、動翼２０の前縁２６から動翼２０の後縁２７までの間における、翼背面２４と翼腹面２５とに内接する内接円の中心を結んだ線である。
【００５６】
また、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２は、前縁２６の位置と、最大翼厚みＴｍａｘとなるキャンバーラインＬ上の点の位置Ｐとの軸方向距離で定義される。
【００５７】
ここで、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２の最大値は、０．５０以下となるように設定されることが好ましい。すなわち、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２は、０．３５以上０．５０以下にすることが好ましい。
【００５８】
ここで、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３は、翼有効部２１の翼高さＨ１を１としたときに、連結部材翼高さ位置Ｈ２の基準位置Ｑからの径方向外側の範囲が０．１以下であり、連結部材翼高さ位置Ｈ２の基準位置Ｑからの径方向内側の範囲が０．１以下である。なお、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３は、連結部材翼高さ位置Ｈ２の基準位置Ｑも含む。換言すると、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３は、基準位置Ｑから径方向に±０．１Ｈ１の範囲となる。
【００５９】
次に、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２および流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３が上記した範囲とすることが好ましい理由について説明する。
【００６０】
（最大翼厚み軸方向距離Ｄ２について）
まず、中間連結部材３０を備えた動翼翼列１０における一般的な作動流体の流れについて説明する。
【００６１】
図５は、中間連結部材３０を備えた動翼翼列１０を上流側から見たときの動翼２０間の流れを示す図である。図５に示すように、動翼翼列１０に流入する作動流体が中間連結部材３０を回り込んで通過する際に、後流渦４０を形成する。また、動翼面における境界層では、動翼面上で流れの速度が０となる。そして、境界層の上層部で流れは主流速度となり、大きな渦度を有する翼腹側境界層４１、翼背側境界層４２が中間連結部材３０を取り巻いて通過する。これによって、中間連結部材３０の下流に馬蹄渦４３を形成する。 
【００６２】
後流渦４０と馬蹄渦４３は、融合して発達するが、翼背側と翼腹側では発達度が異なる。タービン動翼翼列において、図３に示すように、動翼２０の翼背面２４の曲率は、翼腹面２５の曲率に比べて大きい。そのため、動翼２０の翼背面２４では、境界層が発達しやすく、流れの剥離が生じやすい。
【００６３】
次に、動翼における翼面速度分布について説明する。
【００６４】
図６は、動翼の翼面速度分布を示す図である。なお、図６では、中間連結部材が備えられた翼高さ位置における、従来の動翼の翼面速度分布（実線）および本実施の形態の動翼２０の翼面速度分布（破線）を示している。図６に示された結果は、数値解析によって得られた結果である。
【００６５】
まず、図６中のＶＡ、ＶＢ、ＶＣ、ＶＤなどの符号について、図３を参照して説明する。
【００６６】
図３では、中間連結部材３０（背側連結部材３１）の下流側端縁３３が動翼２０の翼背面２４と交わる点をＡ、中間連結部材３０（腹側連結部材３２）の下流側端縁３３が動翼２０の翼腹面２５と交わる点をＢ、中間連結部材３０（背側連結部材３１）の上流側端縁３４が動翼２０の翼背面２４と交わる点をＣ、中間連結部材３０（腹側連結部材３２）の上流側端縁３４が動翼２０の翼腹面２５と交わる点をＤで示している。
【００６７】
そして、図６中のＶＡ、ＶＢ、ＶＣ、ＶＤは、図３に示された点Ａ、点Ｂ、点Ｃ、点Ｄにおける翼面流速である。
【００６８】
同様に、図示しないが、従来の動翼において、本実施の形態の動翼２０における点Ａ、点Ｂ、点Ｃ、点Ｄに相当する点を点Ａｒ、点Ｂｒ、点Ｃｒ、点Ｄｒとする。そして、図６中のＶＡｒ、ＶＢｒ、ＶＣｒ、ＶＤｒは、従来の動翼における点Ａｒ、点Ｂｒ、点Ｃｒ、点Ｄｒでの翼面流速である。
【００６９】
図６に示すように、いずれの翼面速度分布においても、動翼の前縁から後縁にかけての流速変化は、翼背側では、スロートＳの下流まで加速した後、減速している。一方、翼腹側では、後縁がスロートＳとなるため、単調に加速を続ける。
【００７０】
そのため、図５に示した後流渦４０と馬蹄渦４３は、翼背側では減速域を通過することで発達が助長されるのに対し、翼腹側では常に加速域にあることで発達が抑制される。
【００７１】
図６に示す本実施の形態の動翼２０における翼面速度分布において、点Ｃ、点Ａの位置は、加速域内に存在する。このように、中間連結部材３０の下流側端縁３３が、スロートＳよりも上流側に位置することで、動翼２０の翼背側においても、中間連結部材３０の下流側端縁３３を加速域に存在させることができる。これによって、中間連結部材３０の下流に発達する渦の発達を抑制することができる。
【００７２】
さらに、本実施の形態の動翼２０では、従来の動翼に比べて、翼背側における加速域内の加速が抑制されている。換言すれば、図６に示すように、本実施の形態の動翼２０では、従来の動翼に比べて、中間連結部材３０の設置位置での流速が減速されている。
【００７３】
具体的には、中間連結部材の上流側端縁での流速において、本実施の形態の動翼２０におけるＶＣは、従来の動翼におけるＶＣｒよりも低い。また、中間連結部材の下流側端縁での流速において、本実施の形態の動翼２０におけるＶＡは、従来の動翼におけるＶＡｒよりも低い。
【００７４】
一方、翼背側においては、加速域の下流では、本実施の形態の動翼２０における流速は、従来の動翼における流速よりも高い。
【００７５】
また、翼腹側においては、後縁側において、本実施の形態の動翼２０における流速は、従来の動翼における流速よりも低い。
【００７６】
これらのことから、本実施の形態の動翼２０では、従来の動翼に比べて、前縁側においては、翼背側と翼腹側との差圧（負荷）が小さく、後縁側において、翼背側と翼腹側との差圧（負荷）が大きい。
【００７７】
本実施の形態の動翼２０では、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２を前述した範囲に設定することで、このような翼面速度分布を得ている。すなわち、本実施の形態の動翼２０では、中間連結部材３０の設置範囲における動翼２０間の流速、特に大きな損失が発生する翼背面２４における流速を抑えることができる。このように、中間連結部材３０が配置される動翼２０間の流れ方向における圧力分布を適正化することで、有限の厚みを有する中間連結部材３０を動翼２０間に備えることによる空力損失を抑制することができる。
【００７８】
ここで、図７は、本実施の形態の動翼２０間における流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３での等流速線を示す図である。図８は、従来の動翼間における流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３に相当する範囲での等流速線を示す図である。なお、図７および図８に示された結果は、数値解析によって得られた結果である。
【００７９】
なお、図８に示す従来の動翼において、動翼２０の最大翼厚みＴｍａｘの軸方向位置は、本実施の形態の動翼２０より上流側（前縁側）に位置している。
【００８０】
図７に示すように、本実施の形態の動翼２０における等流速線の間隔は、翼背側において、前縁側からスロートＳに向かって徐々に狭くなっている。すなわち、本実施の形態の動翼２０における等流速線の間隔は、上流側では広く、スロートＳ側に行くに伴って狭くなっている。
【００８１】
一方、図８に示すように、従来の動翼における等流速線の間隔は、前縁側が狭く、スロートＳ側が広くなっている。
【００８２】
これらのことからも、本実施の形態の動翼２０では、中間連結部材３０の設置範囲において、大きな損失が発生する翼背面２４における流速が抑えられていることが明らかである。
【００８３】
ここで、図９は、従来の動翼５０の中間連結部材５１の下流における高損失領域４４を模式的に示した図である。なお、図９は、動翼５０の後縁５２側から見たときの図を示している。
【００８４】
図９に示すように、従来の動翼５０においては、中間連結部材５１の下流に発達する渦領域は偏り、翼背面５３側に発達した高損失領域４４を形成する。
【００８５】
しかしながら、本実施の形態の動翼２０では、上記したように、中間連結部材３０を動翼２０間に備えることによる空力損失を抑制することができる。そのため、本実施の形態の動翼２０では、図９に示した高損失領域４４を抑制することができる。
【００８６】
次に、本実施の形態の動翼２０における、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２と損失との関係を説明する。
【００８７】
図１０は、本実施の形態の動翼２０における、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２と損失との関係を示した図である。図１０には、中間連結部材３０を備えることによる空力損失（実線）と、動翼２０の翼形状に起因するプロファイル損失（破線）が示されている。なお、図１０には、中間連結部材３０を有する翼高さ位置における損失が示されている。図１０に示された結果は、数値解析によって得られた結果である。
【００８８】
図１０に示すように、中間連結部材３０を備えることによる空力損失は、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２の増加とともに減少する。中間連結部材３０を備えることによる空力損失は、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２が０．３５以上でほぼ一定になる。
【００８９】
一方、プロファイル損失は、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２の増加とともに徐々に増加し、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２が０．５０を超えると急激に増加する。
【００９０】
このような結果から、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２は、０．３５以上０．５０以下が好ましい。この範囲では、中間連結部材３０を備えることによる空力損失を低減できるとともに、プロファイル損失を低い状態に維持することができる。
【００９１】
（流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３について）
図１１は、動翼の翼高さ位置と動翼エネルギー損失との関係を示す図である。なお、図１１では、本実施の形態の動翼２０と従来の動翼におけるこれらの関係が示されている。図１１に示された結果は、数値解析によって得られた結果である。
【００９２】
図１１において、本実施の形態の動翼２０における結果を示す線の一部が幅を有している。これは、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２を０．３５以上０．５０以下の範囲で変化させたときの動翼エネルギー損失の分布の範囲を示している。すなわち、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２を０．３５以上０．５０以下の範囲で変化させたときに、動翼エネルギー損失が線の幅の範囲に入ることを意味している。
【００９３】
ここで、動翼エネルギー損失は、中間連結部材３０を備えることによる空力損失と、動翼２０の翼形状に起因するプロファイル損失とを合わせた損失である。
【００９４】
図１１に示すように、翼有効部２１の翼高さＨ１を１としたときに、連結部材翼高さ位置Ｈ２から径方向外側に０．１以下の範囲、および連結部材翼高さ位置Ｈ２から径方向内側に０．１以下の範囲において、本実施の形態の動翼２０は、従来の動翼よりも動翼エネルギー損失が低い。連結部材翼高さ位置Ｈ２の位置においても、本実施の形態の動翼２０は、従来の動翼よりも動翼エネルギー損失が低い。
【００９５】
すなわち、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３において、本実施の形態の動翼２０は、従来の動翼よりも動翼エネルギー損失が低い。
【００９６】
なお、本実施の形態の動翼２０における動翼エネルギー損失は、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３よりも翼根元側、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３よりも翼先端側では、従来の動翼における動翼エネルギー損失と同じレベルである。そのため、図１１では、この範囲の結果を一本の線で示している。
【００９７】
このような結果から、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３において、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２を０．３５以上０．５０以下の範囲にすることで、動翼エネルギー損失を低減することができる。
【００９８】
上記した理由から、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２を０．３５以上０．５０以下の範囲とし、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３を基準位置Ｑから径方向に±０．１Ｈ１の範囲とすることが好ましいことが明らかである。
【００９９】
上記したように、実施の形態の動翼翼列１０によれば、流路幅制限翼高さ範囲Ｈ３において、最大翼厚み軸方向距離Ｄ２を０．３５以上０．５０以下の範囲にすることで、上流側（前縁側）における翼背側と翼腹側との差圧を小さくすることができる。これによって、中間連結部材３０の表面における、翼腹側から翼背側への２次流れを抑制することができる。そのため、中間連結部材３０の下流に形成される後流渦４０や馬蹄渦４３などの発達を抑制することができる。
【０１００】
すなわち、実施の形態の動翼翼列１０によれば、中間連結部材３０が配置される動翼２０間の流れ方向における圧力分布を適正化し、中間連結部材３０による空気力学的な損失を低減することができる。
【０１０１】
（中間連結部材３０の他の構造）
【０１０２】
上記した中間連結部材３０においては、動翼２０が回転した際、背側連結部材３１および腹側連結部材３２の当接面が、翼ねじれ戻りによりそれぞれ当接するように構成された中間連結部材３０の一例を示したが、この構成に限られるものではない。
【０１０３】
図１２は、本実施の形態における他の構造の中間連結部材３０を備える動翼翼列１０を半径方向の外側から見たときの平面図である。図１３は、図１２のＷ２−Ｗ２断面を示す図である。なお、図１２では、動翼２０の先端構造の一部を省略して示している。
【０１０４】
図１２および図１３に示すように、中間連結部材３０を、座部７０、７１およびスリーブ７２からなる連結構造で構成してもよい。
【０１０５】
図１９および図２０に示すように、背側連結部材３１および腹側連結部材３２が一対の座部７０、７１で構成されている。この座部７０、７１には、突起部７０ａ、７１ａが形成されている。さらに、互いに隣接する一対の座部７０、７１の突起部７０ａ、７１ａは、筒状のスリーブ７２で連結されている。
【０１０６】
すなわち、突起部７０ａ、７１ａは、スリーブ７２に摺動可能に嵌合されている。そして、動翼２０が回転した際、スリーブ７２の一端が座部７０に当接し、スリーブ７２の他端が座部７１に当接する。これによって、隣接する動翼２０間が所定の間隙に維持される。
【０１０７】
なお、上記した連結構造以外の他の構成は、前述した中間連結部材３０の構成と同様の構成を備える。
【０１０８】
この連結構造を備えた動翼翼列１０では、動翼２０が回転して遠心力が発生すると、座部７０、７１の突起部７０ａ、７１ａとスリーブ７２との面接触に基づく摩擦力により動翼２０の振動を抑制、減衰させることができる。また、連結構造以外の他の構成は、前述した中間連結部材３０の構成と同様の構成を備えるため、前述した中間連結部材３０の作用効果と同様の作用効果も得ることができる。
【０１０９】
以上説明した実施形態によれば、中間連結部材が配置される動翼間の流れ方向における圧力分布を適正化し、中間連結部材による空気力学的な損失を低減することが可能となる。
【０１１０】
本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
【符号の説明】
【０１１１】
１０…動翼翼列、２０…動翼、２１…翼有効部、２１ａ…翼根元、２１ｂ…翼先端、２２…シュラウド、２３…翼植込部、２４…翼背面、２５…翼腹面、２６…前縁、２７…後縁、２９…蒸気通路、３０…中間連結部材、３１…背側連結部材、３２…腹側連結部材、３３…下流側端縁、３４…上流側端縁、４０…後流渦、４１…翼腹側境界層、４２…翼背側境界層、４３…馬蹄渦、４４…高損失領域、７０…座部、７０ａ…突起部、７１…座部、７２…スリーブ、１００…蒸気タービン、１０１…ケーシング、１０２…タービンロータ、１０３…ロータディスク、１０４…ダイアフラム外輪、１０５…ダイアフラム内輪、１０６…静翼、１０７…静翼翼列、１０８…蒸気通路、１０９…グランドシール部、１１０…シール部、１１１…クロスオーバ管。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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