(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼背面に突設された背側連結部材と翼腹面に突設された腹側連結部材を備える複数の動翼がタービンロータの周方向に植設され、前記動翼が回転する際、隣接する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、
前記背側連結部材が、前記動翼の前縁から後縁に向けて、前記動翼の翼背面に沿って形成されていることを特徴とするタービン動翼翼列。
【請求項２】
前記動翼の翼背面における、前記背側連結部材の上流側端部と下流側端部との距離が、前記動翼の翼腹面における、前記腹側連結部材の上流側端部と下流側端部との距離よりも短い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】
前記動翼の翼背面と前記背側連結部材との境界面における前記背側連結部材の断面積が、前記動翼の翼腹面と前記腹側連結部材との境界面における前記腹側連結部材の断面積よりも小さい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】
前記動翼の翼背面における、前記背側連結部材の下流側端部と、前記動翼の翼腹面における、前記腹側連結部材の下流側端部とを結んだ線分よりも下流側に、前記中間連結部材の下流側端縁が突出してい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】
前記動翼の翼背面における、前記背側連結部材の上流側端部と、前記動翼の翼腹面における、前記腹側連結部材の上流側端部とを結んだ線分よりも上流側に、前記中間連結部材の上流側端縁が突出していることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼翼列。
【請求項６】
前記背側連結部材が形成される、前記動翼の翼背面におけるタービンロータの中心軸からの半径方向の距離が、前記腹側連結部材が形成される、前記動翼の翼腹面におけるタービンロータの中心軸からの半径方向の距離よりも短いことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載のタービン動翼翼列。
【請求項７】
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６のいずれか１項記載のタービン動翼翼列。
【請求項８】
前記中間連結部材の前縁から後縁までの距離に対する、前記中間連結部材の前縁からの距離の比が０．４以下となる位置に、前記中間連結部材の厚さが最大となる位置が存在していることを特徴とする請求項７記載のタービン動翼翼列。
【請求項９】
タービンロータの中心軸に沿った断面である子午面において、
前記中間連結部材の前縁におけるキャンバー線の接線と、タービンロータの中心軸方向に平行な直線とのなす角度をδ（度）、
前記動翼と同じタービン段落を構成する静翼の前縁と当該静翼を固定するダイヤフラム内輪との交点と前記動翼の前縁と当該動翼を植設するロータディスクとの交点とを通る直線と、前記タービンロータの中心軸方向に平行な直線とのなす角度をθ１（度）、および
前記静翼の前縁と前記静翼を固定するダイヤフラム外輪との交点と前記動翼の先端における前縁とを通る直線と、前記タービンロータの中心軸方向に平行な直線とのなす角度をθ２（度）としたとき、
（θ１＋θ２）／２−３０ ≦ δ ≦ （θ１＋θ２）／２＋３０
の関係を満たすことを特徴とする請求項７または８記載のタービン動翼翼列。
【請求項１０】
前記動翼の前記背側連結部材と当該動翼の背側に隣接する前記動翼の前記腹側連結部材とが、前記動翼の回転により当接することを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１項記載のタービン動翼翼列。
【請求項１１】
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７乃至９のいずれか１項記載のタービン動翼翼列。
【請求項１２】
請求項１乃至１１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】
本発明は、蒸気タービンのタービン動翼翼列に係り、特に、タービン段落の低圧段に備えられるタービン動翼翼列および、このタービン動翼翼列を備えた蒸気タービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、蒸気タービンの高出力化、高効率化が進むにつれて、蒸気タービンの最終段落を通過する蒸気の流量が増加する傾向にある。作動流体である蒸気を効果的に膨張させるためには、蒸気タービンの低圧部における動翼を長翼化し、環状面積を増加させる必要がある。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こと、または動翼の先端部に連結部品を用いることで、環状全周の動翼を一群化する対応がなされることが多い。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技術が公開されている（例えば、特許文献１−２参照。）。
【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。そのため、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自明であり、この性能低下を抑制することが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。
【０００６】
これに対して、材料比重に対する強度、いわゆる比強度が大きいチタンを動翼の材料とした流体機械において、中間連結部材を質量および立体的寸法の小さいピン形状として、応力低減と流体抵抗の低減を図った技術が開示されている（例えば、特許文献３参照。）。また、ファン動翼において、中間連結部材を翼形状として、空気力学的な損失の低減を図った技術が開示されている（例えば、特許文献４参照。）。さらに、蒸気タービンの動翼において、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った技術が開示されている（例えば、特許文献５参照。）。
【０００７】
ここで、図２１Ａ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２１Ｂは、図２１Ａ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２１Ｃは、図２１ＢのＶ１−Ｖ１断面を示す図である。なお、ここで示された従来のタービン動翼翼列は、特許文献５に示された、中間連結部材を流線形状として、空気力学的な損失の低減を図ったものである。
【０００８】
図２２Ａは、円柱形状の中間連結部材３１０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３１０の周囲の流れを説明するための図である。図２２Ｂは、図２２Ａ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。図２３Ａ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２３Ｂは、図２３ＡのＶ３−Ｖ３断面における損失領域を説明するための図である。なお、図２２Ｂおよび図２３Ｂは、それぞれの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２２Ｂおよび図２３Ｂ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。
【０００９】
図２１Ａに示す動翼３００には、図２１Ｂ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２１Ｃに示すように、流線形状となっている。
【００１０】
ここで、図２２Ｂおよび図２３Ｂを比較すると、円柱形状の中間連結部材３０１の後流には、その上下に発生する双子渦による高損失域３２０が大きく広がっている。これに対して、流線形状の中間連結部材３０１の後流では、円柱形状の中間連結部材３０１の場合よりも高損失域３２０が縮小し、低損失域３２１は、動翼３００間に広範囲に存在している。このことより、流線形状の中間連結部材３０１は、空気力学的な損失の低減に寄与していることがわかる。しかしながら、高損失域３２０は、完全に消滅しておらず、依然として損失改善の余地があることを示している。
【００１１】
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、低エネルギ領域が巻き上がることに起因するものと考えられる。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、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。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】
【００１２】
【特許文献１】特許第４０５８９０６号
【特許文献２】特開２００２−２９５２０１号公報
【特許文献３】特開２００４−３４０１３１号公報
【特許文献４】特開２００３−２６９１０４号公報
【特許文献５】特開２００９−７９８１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
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。
【００１４】
これを抑制するために、例えば、中間連結部材の立体的寸法を縮小することは、翼ねじれ戻り力に対する断面係数の不足により、中間連結部材もしくは中間連結部材と動翼との接続部において座屈変形や折損のリスクが高まる。また、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。
【００１５】
そこで、本発明は、上記課題を解決するためになされたものであり、中間連結部材の動翼間における配置位置や中間連結部材の断面形状を適正化することで、動翼間におけ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を目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
上記目的を達成するために、本発明の一態様によれば、翼背面に突設された背側連結部材と翼腹面に突設された腹側連結部材を備える複数の動翼がタービンロータの周方向に植設され、前記動翼が回転する際、隣接する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、前記背側連結部材が、前記動翼の前縁から後縁に向けて、前記動翼の翼背面に沿って形成されていることを特徴とするタービン動翼翼列が提供される。
【００１７】
また、本発明の一態様によれば、上記した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が提供される。
【発明の効果】
【００１８】
本発明のタービン動翼翼列および蒸気タービンによれば、中間連結部材の動翼間における配置位置や中間連結部材の断面形状を適正化することで、動翼間における空気力学的な損失を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】本発明に係る一実施の形態のタービン動翼翼列を構成する動翼の斜視図である。
【図２】本発明に係る一実施の形態のタービン動翼翼列を図１に示されたＷ１−Ｗ１断面で示した図である。
【図３】中間連結部材を備えたタービン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４】動翼の一般的な翼面速度分布を示す図である。
【図５】一般的な中間連結部材の下流における高損失領域を説明するための図である。
【図６】コード長ＢＤがコード長ＡＣよりも長くなるように、背側連結部材および腹側連結部材を形成した場合における、動翼面との境界面における断面形状の一例を示す図である。
【図７】コード長ＢＤがコード長ＡＣよりも長くなるように、背側連結部材および腹側連結部材を形成した場合における、動翼面との境界面における断面形状の一例を示す図である。
【図８】タービン動翼翼列を構成する長翼からなる動翼間の、比較的半径方向外側の位置における典型的な等流速線を示す図である。
【図９】異なる中間連結部材の形状を、図１に示されたＷ１−Ｗ１断面に対応する断面で示した図である。
【図１０】異なる中間連結部材の形状を、図１に示されたＷ１−Ｗ１断面に対応する断面で示した図である。
【図１１】図２のＷ２−Ｗ２断面において、中間連結部材の最大厚さ（Ｔｍａｘ）の位置を示す図である。
【図１２】中間連結部材の最大厚さ（Ｔｍａｘ）の位置とプロファイル損失の関係を示す図である。
【図１３】タービンロータの中心軸に沿った断面である子午面における、所定のタービン段落を構成するタービン静翼翼列およびタービン動翼翼列を示す図である。
【図１４】中間連結部材の前縁におけるキャンバー線Ｑの接線Ｍと、タービンロータの中心軸方向に平行な直線Ｎとのなす角度δを説明するための、上流側端縁から下流側端縁に亘る中間連結部材の断面を示す図である。
【図１５】中間連結部材の前縁におけるキャンバー線Ｑの接線Ｍと、タービンロータの中心軸方向に平行な直線Ｎとのなす角度δを説明するための、上流側端縁から下流側端縁に亘る中間連結部材の断面を示す図である。
【図１６】中間連結部材への作動流体の入射角αとインシデンス損失の関係を示す図である。
【図１７】背側連結部材および腹側連結部材が、動翼の翼背面または翼腹面の異なる半径位置から形成される場合の、タービン動翼翼列を上流側から見たときの平面図である。
【図１８】図１７に示された中間連結部材を半径方向の外側から見たときの平面図である。
【図１９】他の構造の中間連結部材を備えるタービン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２０】図１９のＷ３−Ｗ３断面を示す図である。
【図２１Ａ】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２１Ｂ】図２１Ａ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２１Ｃ】図２１ＢのＶ１−Ｖ１断面を示す図である。
【図２２Ａ】円柱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２２Ｂ】図２２Ａ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。
【図２３Ａ】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２３Ｂ】図２３ＡのＶ３−Ｖ３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】
【００２０】
以下、本発明の一実施の形態について図面を参照して説明する。
【００２１】
図１は、本発明に係る一実施の形態のタービン動翼翼列１０を構成する動翼２０の斜視図である。図２は、本発明に係る一実施の形態のタービン動翼翼列１０を図１に示されたＷ１−Ｗ１断面で示した図である。
【００２２】
図１および図２に示すように、タービン動翼翼列１０は、翼背面２１に突設された背側連結部材２２と翼腹面２３に突設された腹側連結部材２４とを備える複数の動翼２０が、タービンロータ（図示しない）の周方向に植設されて構成されている。
【００２３】
また、図２に示すように、動翼２０が回転する際、隣接する動翼２０の背側連結部材２２と腹側連結部材２４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２２および腹側連結部材２４の当接面の形状は、同じ形状に構成される。
【００２４】
また、中間連結部材３０は、空力損失を抑制するために、翼型形状などの流線形状に構成することが好ましい。また、この構成を備えるタービン動翼翼列１０は、例えば、振動特性の改善が要求されるタービン動翼における長翼部に適用することが好適である。
【００２５】
ここで、中間連結部材３０を備えたタービン動翼翼列１０における一般的な作動流体の流れについて説明する。
【００２６】
図３は、中間連結部材３０を備えたタービン動翼翼列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４は、動翼２０の一般的な翼面速度分布を示す図である。図５は、一般的な中間連結部材の下流における高損失領域を説明するための図である。
【００２７】
図３に示すように、タービン動翼翼列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、動翼面上で速度が０となり、境界層の上層部で主流速度となり、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。
【００２８】
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１０において、図２に示すように、動翼２０の翼背面２１の曲率は、翼腹面２３の曲率に比べて大きい。そのため、動翼２０の翼背面２１では、境界層が発達しやすく、流れの剥離が生じやすい。
【００２９】
次に、動翼２０における翼面速度分布を図４を参照して説明する。なお、図４に示されたＶＡ、ＶＢについては、後に説明する。図４に示すように、動翼２０の前縁２５から後縁２６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２６がスロートＳとなるため、単調に加速を続ける。そのため、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。
【００３０】
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２に示した断面において、スロートＳは、動翼２０の後縁２６から、隣接する動翼２０の翼背面２１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２において、スロートＳを説明の便宜上矢印で示している（以下において同じ）。
【００３１】
このような翼背側と翼腹側における流れ場の相違によって、一般的な中間連結部材３０ａにおいては、図５に示すように、中間連結部材３０ａの下流に発達する渦領域は偏り、翼背側に発達した高損失領域４４を形成する。
【００３２】
そこで、本発明に係る一実施の形態のタービン動翼翼列１０では、図２に示すように、中間連結部材３０の下流側端縁３２が、スロートＳよりも上流側、すなわち、動翼２０の前縁側に位置するように中間連結部材３０を構成している。図２において、中間連結部材３０の下流側端縁３２が動翼２０の翼背面２１と交わる点をＡ、中間連結部材３０の下流側端縁３２が動翼２０の翼腹面２３と交わる点をＢ、中間連結部材３０の上流側端縁３１が動翼２０の翼背面２１と交わる点をＣ、中間連結部材３０の上流側端縁３１が動翼２０の翼腹面２３と交わる点をＤで示している。
【００３３】
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３２は、後縁に相当し、上流側端縁３１は、前縁に相当する。また、ここでは、スロートＳは、図２に示すように、動翼２０の後縁２６から隣接する動翼２０の翼背面２１に亘る領域に形成されている。
【００３４】
ここで、図４には、一実施の形態のタービン動翼翼列１０における、中間連結部材３０の下流側端縁３２が動翼２０の翼背面２１と交わる点Ａでの流速ＶＡ、および中間連結部材３０の下流側端縁３２が動翼２０の翼腹面２３と交わる点Ｂでの流速ＶＢを示している。図４に示すように、点Ａ、点Ｂの位置は、加速域内に存在する。
【００３５】
このように、中間連結部材３０の下流側端縁３２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３２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。さらに、図５に示すような、一般的な中間連結部材３０ａの下流の翼背側に形成される高損失領域４４を抑制することができる。
【００３６】
また、図２に示すように、動翼２０の背側連結部材２２は、動翼２０の前縁２５から後縁に向けて、動翼２０の翼背面に沿って形成されることが好ましい。ここで、中間連結部材３０の上流側端縁３１が動翼２０の翼背面２１と交わる点Ｃは、動翼２０の前縁２５である。
【００３７】
ここで、動翼２０が回転する際、中間連結部材３０には、圧縮応力や曲げ応力がかかり、これらの応力に耐え得るために、例えば、動翼２０の翼背面２１と背側連結部材２２との境界面における背側連結部材２２の断面積は大きい方が好ましい。また、この断面積を大きくする際、点Ａから点Ｃまでの距離（以下、コード長ＡＣという）を最大として、流れに沿った方向の背側連結部材２２の長さに対する背側連結部材２２の厚さを最小化することが、空力損失を低減する観点から好ましい。一方、動翼２０の翼背面２１にける点Ａは、スロートＳよりも上流側に位置するように構成される。そこで、上記したように、点Ｃを動翼２０の前縁２５とすることで、コード長ＡＣの最大化を図ることができる。
【００３８】
ここで、中間連結部材３０の、翼背面２１から翼腹面２３までの断面形状は、一定である必要はない。例えば、腹側連結部材２４が形成される、点Ｂから点Ｄまでの距離（以下、コード長ＢＤという）をコード長ＡＣと等しくすることで、強度不足となるような場合には、コード長ＢＤがコード長ＡＣよりも長くなるように、腹側連結部材２４を形成してもよい。なお、この場合においても、前述したように、背側連結部材２２および腹側連結部材２４の当接面の形状は、同じ形状に構成される。
【００３９】
ここで、図６および図７には、コード長ＢＤがコード長ＡＣよりも長くなるように、背側連結部材２２および腹側連結部材２４を形成した場合における、動翼面との境界面における断面形状の一例を示している。なお、ここでは、中間連結部材３０の形状を翼形形状としている。また、これらの連結部材において、背側連結部材２２は、腹側連結部材２４に向かって、腹側連結部材２４は、背側連結部材２２に向かって、それぞれの断面形状が連続的に変化するように形成されている。
【００４０】
図６は、背側連結部材２２および腹側連結部材２４の動翼面との境界面における断面積を等しくした場合の一例である。この構成の場合には、翼腹面２３との境界面における腹側連結部材２４の厚さを薄くすることができるため、翼腹側における空力損失の低減を図ることができる。
【００４１】
図７は、背側連結部材２２および腹側連結部材２４の動翼面との境界面における最大厚さを等しくした場合の一例である。この構成の場合において、前縁から後縁までの距離（コード長）に対する、最大厚さを示す前縁からの距離の比を小さくすることができるため、中間連結部材３０の翼形状に起因するプロファイル損失の低減を図ることができる。なお、この理由については後述する。
【００４２】
（中間連結部材３０の他の形状）
ここで、中間連結部材３０の形状は、図２に示された形状に限られるものではなく、他の形状としてもよい。
【００４３】
図８は、タービン動翼翼列を構成する長翼からなる動翼間の、比較的半径方向外側の位置における典型的な等流速線を示す図である。図９および図１０は、異なる中間連結部材３０の形状を、図１に示されたＷ１−Ｗ１断面に対応する断面で示した図である。
【００４４】
図８に示すように、翼腹側では上流から下流へ等流速線の間隔が疎であり、加速が穏やかであるのに対し、翼背側では等流速線の間隔が密であり、加速が急である。そのため、等流速線は、翼腹側から翼背側にかけて湾曲している。
【００４５】
図９に示した中間連結部材３０は、中間連結部材３０の下流側端縁３２の形状を等流速線に沿った形状とし、翼背側において上流側に湾曲した形状としている。この場合、点Ａと点Ｂを結んだ直線よりも下流側に、中間連結部材３０の下流側端縁３２が突出している。なお、この場合においても、中間連結部材３０の下流側端縁３２は、スロートＳよりも上流側に位置している。
【００４６】
このように、中間連結部材３０を構成することで、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、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。
【００４７】
図１０に示した中間連結部材３０は、図９に示した中間連結部材３０と同様に、中間連結部材３０の下流側端縁３２の形状を等流速線に沿った形状とするとともに、中間連結部材３０の上流側端縁３１の形状を等流速線に沿った形状としている。この場合、点Ｃと点Ｄを結んだ直線よりも上流側に、中間連結部材３０の上流側端縁３１が突出している。
【００４８】
このような中間連結部材３０の構造は、例えば、背側連結部材２２と腹側連結部材２４とを当接させる際の強度確保のために、当接面の面積の拡大が必要な場合に好適な構造である。また、中間連結部材３０の上流側端縁３１が本来の翼列間の円滑な流体加速に与える擾乱を最小限に抑えることができるため、空力損失などによる性能の悪化を抑制することができる。
【００４９】
（中間連結部材３０の断面形状）
ここでは、中間連結部材３０の断面形状について説明する。
【００５０】
図１１は、図２のＷ２−Ｗ２断面において、中間連結部材３０の最大厚さ（Ｔｍａｘ）の位置を示す図である。図１１の横軸は、中間連結部材３０の上流側端縁３１（前縁）から下流側端縁３２（後縁）までの距離（コード長）Ｃに対する、中間連結部材３０の厚さが最大となる前縁からの距離Ｌの比（Ｌ／Ｃ）を示している。
【００５１】
図１１に示すように、中間連結部材３０は、前縁から後縁にかけての所定の範囲の位置に、最大厚さ（Ｔｍａｘ）を有し、流体抵抗を抑制する流線形状に形成されている。また、中間連結部材３０が最大厚さ（Ｔｍａｘ）を有する所定の範囲は、Ｌ／Ｃが０．４以下となる位置とすることが好ましい。
【００５２】
次に、Ｌ／Ｃが０．４以下となる位置に中間連結部材３０の最大厚さ（Ｔｍａｘ）が存在するように中間連結部材３０を構成することが好適な理由を説明する。
【００５３】
図１２は、中間連結部材３０の最大厚さ（Ｔｍａｘ）の位置とプロファイル損失の関係を示す図である。図１２の横軸は、図１１の横軸と同様に、中間連結部材３０の上流側端縁３１から下流側端縁３２までの距離（コード長）Ｃに対する、中間連結部材３０の厚さが最大となる前縁からの距離Ｌの比（Ｌ／Ｃ）を示している。なお、図１２に示したプロファイル損失は、数値流体解析によって得られた結果である。また、図１２において、Ｌ／Ｃが０．２となる場合のプロファイル損失を基準としている。
【００５４】
図１２に示すように、プロファイル損失は、Ｌ／Ｃが０．４を超えると急激に増加する。ここで、Ｌ／Ｃが大きくなると、図１１に示す、後縁における中間連結部材３０の一方の表面と他方の表面間の角度ε（以下、楔角度εという）が増加する。
【００５５】
この結果から、Ｌ／Ｃが０．４を超える位置に中間連結部材３０の最大厚さ（Ｔｍａｘ）が存在すると、Ｌ／Ｃが０．４よりも上流側（最大厚さ（Ｔｍａｘ）となる上流側）では、作動流体は、中間連結部材３０の表面に沿って流れるが、その下流側では、楔角度εが増加するため、翼厚さの急激な減少と曲率の変化に流れが追従できなくなり、剥離が生じ、プロファイル損失が急激に増加するものと考えられる。
【００５６】
また、翼厚さの急激な減少を抑制するために、後縁の厚さを厚くして楔角度εを減少させることも考えられるが、後縁の後流のウェーク幅を拡大するため効果的ではない。
【００５７】
そこで、中間連結部材３０は、Ｌ／Ｃが０．４以下となる位置に中間連結部材３０の最大厚さ（Ｔｍａｘ）が存在するように構成されている。
【００５８】
（中間連結部材３０の形成角度）
ここでは、動翼２０の翼面に中間連結部材３０を形成する際の形成角度について説明する。
【００５９】
図１３は、タービンロータの中心軸に沿った断面である子午面における、所定のタービン段落を構成するタービン静翼翼列およびタービン動翼翼列を示す図である。図１４および図１５は、中間連結部材３０の上流側端縁３１におけるキャンバー線Ｑの接線Ｍと、タービンロータの中心軸方向に平行な直線Ｎとのなす角度δを説明するための、上流側端縁３１から下流側端縁３２に亘る中間連結部材３０の断面を示す図である。
【００６０】
図１３において、中間連結部材３０の上流側端縁３１におけるキャンバー線の接線Ｍと、タービンロータの中心軸方向に平行な直線Ｎとのなす角度をδとしている。なお、図１４および図１５に示すように、キャンバー線Ｑは、中間連結部材３０の形状により異なるものとなる。
【００６１】
また、図１３に示すように、動翼２０と同じタービン段落を構成する静翼５０の前縁５１とこの静翼５０を固定するダイヤフラム内輪５２との交点Ｅと、動翼２０の前縁２５とこの動翼２０を植設するロータディスク６０との交点Ｇとを通る直線を直線Ｏとし、この直線Ｏとタービンロータの中心軸方向に平行な直線Ｎとのなす角度をθ１としている。さらに、静翼５０の前縁５１とこの静翼５０を固定するダイヤフラム外輪５３との交点Ｆと、動翼２０の先端における前縁Ｈとを通る直線を直線Ｐとし、この直線Ｐとタービンロータの中心軸方向に平行な直線Ｎとのなす角度をθ２としている。
【００６２】
このとき、次の式（１）の関係を満たすように、中間連結部材３０が動翼２０の翼面に形成されている。
（θ１＋θ２）／２−３０  ≦  δ  ≦  （θ１＋θ２）／２＋３０  …式（１）
【００６３】
次に、式（１）の関係を満たすように、中間連結部材３０が動翼２０の翼面に形成されることが好適な理由を説明する。図１６は、中間連結部材３０への作動流体の入射角αとインシデンス損失の関係を示す図である。なお、作動流体の入射角αとインシデンス損失の関係は、数値流体解析により得られたものである。
【００６４】
蒸気タービンにおいて、長翼となる動翼を備えるタービン段落では、作動流体の膨張割合に応じて流路環状面積の拡大率を増加し、図１３に示すように、流路を構成する内外周壁を傾斜を有する形状とすることが多い。この場合、適切な空力設計がなされていれば、流れは、内外周壁面に沿って流れる。一方、流路の拡大率が増加するに伴い、形状に追従しない流れとなることもある。
【００６５】
また、入射角αとインシデンス損失の関係においては、図１６に示すように、入射角αが３０°を超えると、インシデンス損失は、急激に増加する。そのため、設計流入角からのずれが±３０°の範囲となるように、中間連結部材３０が動翼２０の翼面に形成されていることが好ましい。すなわち、設計流入角である、流路を構成する内外周壁の平均傾斜（（θ１＋θ２）／２）からのずれが±３０°の範囲となるように、角度δを定めることが好ましい。
【００６６】
（中間連結部材３０の配置）
上記において、例えば図１に示すように、中間連結部材３０を構成する背側連結部材２２および腹側連結部材２４は、動翼２０の翼背面２１または翼腹面２３の、タービンロータの中心軸からの半径方向の距離（以下、半径位置という）が同じ位置から形成される一例を示したが、この構成に限られるものではない。ここでは、背側連結部材２２および腹側連結部材２４が、動翼２０の翼背面２１または翼腹面２３の異なる半径位置から形成される一例を示す。
【００６７】
図１７は、背側連結部材２２および腹側連結部材２４が、動翼２０の翼背面２１または翼腹面２３の異なる半径位置から形成される場合の、タービン動翼翼列１０を上流側から見たときの平面図である。図１８は、図１７に示された中間連結部材３０を半径方向の外側から見たときの平面図である。
【００６８】
なお、図１８には、中間連結部材３０の形成位置を明確にするため、背側連結部材２２および腹側連結部材２４が形成されるそれぞれの半径位置における動翼２０ａ、２０ｂの断面を重ね合わせた図を付加している。また、図１８において、背側連結部材２２の下流側端縁が動翼２０の翼背面２１と交わる点をＡ２、腹側連結部材２４の下流側端縁が動翼２０の翼腹面２３と交わる点をＢ１、背側連結部材２２の上流側端縁が動翼２０の翼背面２１と交わる点をＣ２、腹側連結部材２４の上流側端縁が動翼２０の翼腹面２３と交わる点をＤ１で示している。また、スロートＳ１は、動翼２０ａにおけるスロートであり、スロートＳ２は、動翼２０ｂにおけるスロートである。
【００６９】
図１７に示すように、腹側連結部材２４は、腹側連結部材２４の前縁が半径位置Ｒｐに形成され、腹側連結部材２４は、背側連結部材２２の方向に所定の傾きを有して形成されている。一方、背側連結部材２２の前縁が半径位置Ｒｓに形成され、背側連結部材２２は、腹側連結部材２４の方向に所定の傾きを有して形成されている。そして、動翼２０が回転した際、背側連結部材２２および腹側連結部材２４の当接面がそれぞれ当接するように構成されている。
【００７０】
また、図１８に示すように、中間連結部材３０は、点Ａ２、点Ｂ１、点Ｄ１および点Ｃ２を結ぶ形状に構成されている。
【００７１】
ここで、半径位置Ｒｐにおける動翼２０ａの形状では、半径位置Ｒｐより小さい半径位置Ｒｓにおける動翼２０ｂの形状に比べて、前縁（点Ｃ１）からスロートＳ１（動翼２０ａにおけるスロート）までの距離が短くなることが多い。そのため、例えば、動翼２０ａ間で中間連結部材３０を、点Ａ１（この場合において、背側連結部材２２の下流側端縁が動翼２０の翼背面２１と交わる点）、点Ｂ１、点Ｄ１および点Ｃ１を結ぶ形状（図１８において破線で示した形状）に構成すると、点Ａ１はスロートＳ１より下流側に位置するため、中間連結部材３０の下流側端縁３２の一部がスロートＳ１より下流側に位置することになる。そのため、前述した、中間連結部材３０の下流に発達する渦の発達を抑制する効果が低減することもある。
【００７２】
そこで、上述した、図１７に示す中間連結部材３０のように、中間連結部材３０を、点Ａ２、点Ｂ１、点Ｄ１および点Ｃ２を結ぶ形状に構成することで、中間連結部材３０の下流側端縁３２をスロートＳ１、Ｓ２よりも上流側に位置させることができる。そのため、前述した、中間連結部材３０の下流に発達する渦の発達を抑制する効果が得られる。
【００７３】
（中間連結部材３０の他の構造）
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２２および腹側連結部材２４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。
【００７４】
図１９は、他の構造の中間連結部材３０を備えるタービン動翼翼列１０を半径方向の外側から見たときの平面図である。図２０は、図１９のＷ３−Ｗ３断面を示す図である。なお、図１９では、動翼２０の先端構造の一部を省略して示している。
【００７５】
図１９および図２０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。
【００７６】
図１９および図２０に示すように、背側連結部材２２および腹側連結部材２４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。
【００７７】
なお、上記した連結構造以外の他の構成は、上記した中間連結部材３０の構成と同様の構成を備える。
【００７８】
この連結構造を備えたタービン動翼翼列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、上記した中間連結部材３０の構成と同様の構成を備えるため、上記した中間連結部材３０の作用効果と同様の作用効果も得ることができる。
【００７９】
以上、本発明を一実施の形態により具体的に説明したが、本発明はこれらの実施の形態にのみ限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。
【符号の説明】
【００８０】
１０…タービン動翼翼列、２０，２０ａ，２０ｂ…動翼、２１…翼背面、２２…背側連結部材、２３…翼腹面、２４…腹側連結部材、２５、５１…前縁、２６…後縁、３０…中間連結部材、３１…上流側端縁、３２…下流側端縁、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、５０…静翼、５２…ダイヤフラム内輪、５３…ダイヤフラム外輪、６０…ロータディスク、７０，７１…座部、７０ａ，７１ａ…突起部、７２…スリーブ、Ｓ，Ｓ１，Ｓ２…スロート。
【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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【図１９】
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【図２０】
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【図２１Ａ】
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【図２１Ｂ】
0005558095.tif 000023
【図２１Ｃ】
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【図２２Ａ】
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【図２２Ｂ】
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【図２３Ａ】
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【図２３Ｂ】
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