(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であって、
動翼の周方向の各断面重心がロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼背側にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされている場合を負値と規定した場合に、
動翼中央付近における周方向の各断面重心が、ラジアル線に対して翼腹側にずれ量Ｌｐだけずらされ、これらの各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、
動翼根元部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背側にずれ量Ｌｒだけずらされ、この根元部から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成され、
動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背側にずれ量Ｌｔだけずらされ、この先端部から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成され、
αを動翼中央付近の各断面重心のずれ量Ｌｐ、βを動翼先端部の各断面重心のずれ量Ｌｔ、γを動翼根元部の各断面重心のずれ量Ｌｒとしたときに、
α＜０＜β≦γ
に設定されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項２】
タービンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であって、
動翼の周方向の各断面重心がロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼背側にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされている場合を負値と規定した場合に、
動翼中央付近における周方向の各断面重心が、ラジアル線に対して翼腹側にずれ量Ｌｐだけずらされ、
動翼根元部および動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背側にそれぞれずれ量ＬｒおよびＬｔだけずらされ、
動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲して形成され、
αを動翼中央付近の各断面重心のずれ量Ｌｐ、βを動翼先端部の各断面重心のずれ量Ｌｔ、γを動翼根元部の各断面重心のずれ量Ｌｒとしたときに、
α＜０＜β≦γ
に設定されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項３】
動翼のタービン軸方向の各断面重心がロータホイール中心線に対して下流側にずらされている場合を正値とし、上流側にずらされている場合を負値と規定した場合に、
動翼中央付近における軸方向の各断面重心が、ロータホィールの中心線に対して下流側に＋Ｓｐだけずらされ、
動翼根元部および動翼先端部の軸方向の断面重心は上記中心線に対して上流側にそれぞれ−Ｓｒ、−Ｓｔだけずらされ、
動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲して形成され、
これらの位置ずれ量が
Ｓｒ≦Ｓｔ＜Ｓｐ
に設定されていることを特徴とする請求項１または２に記載のタービン動翼。
【請求項４】
動翼とこれの外周のインテグラルカバーとが一体に構成されたタービンのスナッバ動翼であり、
一つのインテグラルカバーとこれに隣接するインテグラルカバーとの接合端部がラジアル線に対して傾斜して形成されていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載のタービン動翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流タービンの動翼に関し、詳しくは、段落性能並びに信頼性を向上したタービンの動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、軸流タービンにおいては、性能向上を目的として、内部効率の上昇のため、種々の技術が採用されているが、タービン内部損失のうち、特に、２次元流れ損失は、タービンの各段落に共通する損失であるため、その改善策が要望されている。
【０００３】
この一般的な軸流タービンの動翼構造を示す段落断面図を図６に示す。タービンの各段落の通路部は、複数枚のノズル翼１がダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３との間に協働して形成するノズル流路から構成されている。また、このノズル流路の下流側には、複数枚の動翼４が配置されている。この動翼４は、ロータホィール５の外周に、周方向に所定間隔で列状に植設されており、動翼４の外周端には、動翼を固定するため並びに作動流体の漏洩を防止するため、シェラウド６が装着されている。
【０００４】
このようなタービンの段落構成において、タービン動翼４における２次元流れの発生機構について図７を参照しつつ説明する。高圧蒸気等の作動流体が、隣接する動翼４の間で形成された動翼流路を流れるとき、図７に２点鎖線で示すように、この動翼流路内で円弧状に転向して流されている。このとき、動翼４の翼背面Ｂから翼腹面Ｆ方向に遠心成分が生じさせられる。この遠心成分と動翼流路内の圧力とが平衡しているため、翼腹面Ｆにおける静圧が高くなる一方、翼背面Ｂにおいては、作動流体の流速が大きいため、翼背面Ｂの圧力が低くなる。その結果、動翼流路内においては、翼腹面Ｆから翼背面Ｂにかけて、翼腹面Ｆの圧力が高く翼背面Ｂの圧力が低いような圧力勾配が生起される。
【０００５】
このような圧力勾配は、図７に示すように、動翼根元部の内壁側と、動翼先端部の外壁側（シェラウド６）の流速の遅い層、即ち、境界層においても生起されている。
【０００６】
しかし、このような境界層の付近においては、流速が小さく、作用する遠心成分も小さい。そのため、作動流体の流れは、翼腹面Ｆから翼背面Ｂに向かって生じている圧力勾配に抗しきれず、その結果、翼腹面Ｆから翼背面Ｂに向かう流れ、即ち、図７に示すように、２次流れ７が生起される。この２次流れ７は、動翼４の翼背面Ｂに衝突し巻き上がり、動翼４の根元部の内壁側、及び先端部の外壁側において、２次流れ渦８ａ，８ｂが生起される。
【０００７】
このような２次流れ渦８ａ，８ｂが生起されると、作動流体が保有するエネルギーの一部が散逸され、加えて、作動流体の不均一な流れが生じさせられ、動翼性能が著しく低下されるといった問題がある。
【０００８】
このような動翼の流路内で発生する２次流れ渦８ａ，８ｂに起因する２次流れ損失を低減するため、種々のタービン動翼が研究されている。
【０００９】
このような一例として、従来、図８に示すように、タービンの回転中心を通るラジアル線に対して動翼９の各翼断面重心が翼腹側にずらされており、しかも、動翼中央の断面重心が動翼先端部の断面重心からθ１だけ傾斜され且つ動翼中央の断面重心が動翼根元部の断面重心からθ２だけ傾斜されるように、動翼が屈曲形状に湾曲して形成されている。このような湾曲動翼９では、図８に示すように、翼間流路における速度ベクトルが、動翼根元部では内壁側の方向に流れ１０を押し付け、動翼先端部では外壁側の方向に流れ１１を押し付けるといった効果がある。この内壁側の流れ１０と外壁側の流れ１１とによって境界層の成長が抑制され、その結果、図９に示すように、動翼の圧力損失は、動翼が湾曲されていない場合の損失（図示Ｐ１）に比べ、動翼が湾曲されている場合の損失（図示Ｐ２）の方が低減されている。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
このような図８に示す湾曲動翼では、動翼９の中央部において、翼が極端に屈曲されているため、タービン回転中に作用する動翼自身の遠心力によって翼背面で局部的に過大な応力が発生される。その結果、タービンの安定した運転に支障を来すといった問題がある。また、動翼の振動抑制も要望されている。
【００１１】
本発明は、上述したような事情に鑑みてなされたものであって、簡単な構造を有し、タービン動翼の圧力損失を低減させることは勿論、動翼の過大応力を低減し、振動を抑制したタービン動翼を提供することを目的としている。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
上述した目的を達成するため、本発明の請求項１に係るタービン動翼は、
タービンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であって、
動翼の周方向の各断面重心がロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼背側にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされている場合を負値と規定した場合に、
動翼中央付近における周方向の各断面重心が、ラジアル線に対して翼腹側にずれ量Ｌｐだけずらされ、これらの各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、
動翼根元部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背側にずれ量Ｌｒだけずらされ、この根元部から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成され、
動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背側にずれ量Ｌｔだけずらされ、この先端部から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って連続的に湾曲して形成され、
αを動翼中央付近の各断面重心のずれ量Ｌｐ、βを動翼先端部の各断面重心のずれ量Ｌｔ、γを動翼根元部の各断面重心のずれ量Ｌｒとしたときに、
α＜０＜β≦γ
に設定されていることを特徴としている。
【００１３】
このように、動翼の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされているため、翼間流路における速度ベクトルが、動翼根元部では内壁側の方向に流れを押し付け、動翼先端部では外壁側の方向に流れを押し付けることから、２次流れ渦の生起が確実に抑制され、圧力損失が低減されることは勿論である。
これに加えて、動翼の中央付近においては、各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、根元部及び先端部においては、各断面重心を結ぶ線がこの略平行な線に連続するようにして各々所定の曲率で形成されているため、動翼の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、その結果、動翼の前縁、後縁及び翼背面での局部的な応力の発生が低減され、タービン運転の安定性・信頼性が確保される。
【００１４】
また、請求項２に係るタービン動翼は、
タービンのロータホィールの外周に周方向に所定間隔をおいて列状に植設されたタービン動翼であって、
動翼の周方向の各断面重心がロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼背側にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされている場合を負値と規定した場合に、
動翼中央付近における周方向の各断面重心が、ラジアル線に対して翼腹側にずれ量Ｌｐだけずらされ、
動翼根元部および動翼先端部の周方向の断面重心はラジアル線に対して翼背側にそれぞれずれ量ＬｒおよびＬｔだけずらされ、
動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲して形成され、
αを動翼中央付近の各断面重心のずれ量Ｌｐ、βを動翼先端部の各断面重心のずれ量Ｌｔ、γを動翼根元部の各断面重心のずれ量Ｌｒとしたときに、
α＜０＜β≦γ
に設定されていることを特徴としている。
【００１５】
この場合にも、動翼の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされているため、２次流れ渦の生起が確実に抑制され、圧力損失が低減されることは勿論である。
さらに、動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
【００１６】
さらに、請求項３に係るタービン動翼は、請求項１または２に記載のタービン動翼において、
動翼のタービン軸方向の各断面重心がロータホイール中心線に対して下流側にずらされている場合を正値とし、上流側にずらされている場合を負値と規定した場合に、
動翼中央付近における軸方向の各断面重心が、ロータホィールの中心線に対して下流側に＋Ｓｐだけずらされ、
動翼根元部および動翼先端部の軸方向の断面重心は上記中心線に対して上流側にそれぞれ−Ｓｒ、−Ｓｔだけずらされ、
動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲して形成され、
これらの位置ずれ量が
Ｓｒ≦Ｓｔ＜Ｓｐ
に設定されていることを特徴としている。
【００１７】
このように、請求項１または２のように湾曲された動翼が、タービンの周方向だけでなく、軸方向においても、動翼の各断面重心が、中央付近でロータホィールの中心線の下流側に、動翼根元部及び先端部で中心線の上流側にずらされているため、２次流れ渦の生起が確実に抑制される。
さらに、これら各断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼での局所的な応力の発生が低減される。
【００１８】
さらに、請求項４に係るタービン動翼は、動翼とこれの外周のインテグラルカバーとが一体に構成されたタービンのスナッバ動翼であり、一つのインテグラルカバーとこれに隣接するインテグラルカバーとの接合端部がラジアル線に対して傾斜して形成されていることを特徴としている。
【００１９】
このように、請求項１乃至３のように湾曲された動翼に、接合端部がラジアル線に対して傾斜されたスナッバ動翼が組み合わされているため、タービン回転時に自動的に隣接する接合端部に面圧を与えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰させることができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態に係るタービン動翼を図面を参照しつつ説明する。
【００２１】
先ず、図１（ａ）乃至（ｄ）を参照して、第１実施形態に係るタービン動翼を説明する。
【００２２】
本実施形態では、図１（ａ）に示すように、動翼１２の中央付近においては、周方向の各断面重心は、ロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼腹側にずらされている。さらに、この中央付近においては、各断面重心を結ぶ線は、ラジアル線に平行で直線に形成されている。
【００２３】
各断面重心がラジアル線に対して、翼背側にずらされている場合を正値とし、翼腹側にずらされている場合を負値と規定した場合、中央付近の各断面重心のずれ量は、マイナスとなり、図１（ａ）に示すように、−Ｌｐと表す。この中央付近の翼断面は、図１（ｃ）に示されている。
【００２４】
また、動翼根元部においては、その周方向の断面重心は、ラジアル線に対して翼背側に＋Ｌｒだけずらされ、この根元部から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率Ｒｒに沿って連続的に湾曲して形成されている。この動翼根元部の翼断面は、図１（ｄ）に示されている。
【００２５】
さらに、動翼先端部においては、その周方向の断面重心は、ラジアル線に対して翼背側に＋Ｌｔだけずらされ、この先端部から中央付近にかけては、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率Ｒｔに沿って連続的に湾曲して形成されており、この動翼先端部の翼断面は、図１（ｂ）に示されている。
【００２６】
このような重心の位置ずれ量は、動翼６が回転する際に遠心力によって発生する動翼の各部位の応力から決定される。即ち、２次流れ渦を減少させるためには重心の位置ずれ量が大きくされる方がよく、応力低減のためには重心の位置ずれ量が小さくされる方がよい。これらのバランスを取り、各断面重心の位置ずれ量は、次式に示すように、  α＜０＜β≦γ  に設定され、ここでαは、動翼中央付近の各断面重心のずれ量（Ｌｐ）であり、βは、動翼先端部の各断面重心のずれ量（Ｌｔ）であり、γは、動翼根元部の各断面重心のずれ量（Ｌｒ）である。
【００２７】
次に、図２に、従来の湾曲動翼と本実施形態の湾曲動翼との応力解析結果の比較を示す。
【００２８】
従来の湾曲動翼では、動翼根元部の前縁と後縁（図示のａ点、ｂ点）で引張応力が大となり、また、動翼中央付近において、翼背面（図示のｃ点）においても引張応力が大きくなっている。そのため、従来の湾曲動翼では、応力的な問題があった。
【００２９】
これに対して、本実施形態では、動翼中央付近において、翼背面での極端な屈曲を避け、ラジアル線と平行になるように、各断面重心のずれが規定され、また、重心ずれ量が規定されているため、図２（ｂ）に実践で示す動翼前縁、後縁及び翼背面応力が低減される。
【００３０】
このように、湾曲動翼において翼断面重心のずれが上記のように規定されているため、動翼での圧力損失が低減されるだけでなく、動翼での応力が低減され、タービン運転上の高い信頼性を確保することができる。
【００３１】
次に、図３を参照して、第２実施形態に係るタービン動翼を説明する。
【００３２】
本実施形態では、各断面重心のずれは、第１実施形態と同様に、動翼１２の中央付近においては、周方向の各断面重心は、ロータ回転中心から延びるラジアル線に対して翼腹側にずらされ、根元部及び先端部においては、各断面重心は、各々、＋Ｌｒ，＋Ｌｔだけ、ラジアル線に対して翼背側にずらされている。
【００３３】
また、翼背面における応力低減を行うためには、局部的な屈曲を避けることが好ましい。そのため、本実施形態では、各断面重心を結ぶ線は、根元部から中央付近を介して先端部にかけて、所定の曲率Ｒにより湾曲して形成されている。
【００３４】
この場合にも、動翼１２の周方向の各断面重心が、中央付近においてラジアル線の翼腹側に、根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされているため、２次流れ渦の生起が抑制され、圧力損失が低減されることは勿論であるが、さらに、根元部から中央付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線が所定の曲率Ｒに沿って形成されているため、動翼１２の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
【００３５】
次に、図４を参照して、本発明の第３実施形態に係るタービン動翼を説明する。
【００３６】
上述した実施形態では、周方向の断面重心が位置ずれされているのに対し、本実施形態は、更に軸方向の断面重心が位置ずれされたいわゆるスキュー動翼１３に関するものである。
【００３７】
すなわち、本実施形態では、図４に示すように、スキュー動翼１３の中央付近において、その軸方向の各断面重心が、ロータホィールの中心線に対して＋Ｓｐだけ下流側にずらされ、根元部および動翼先端部においては、その軸方向の断面重心は、上記中心線に対して、各々、−Ｓｒ，−Ｓｔだけ上流側にずらされている。さらに、根元部から中央付近を介して先端部にかけて、これらの各断面重心を結ぶ線は、所定の曲率に沿って湾曲して形成されている。これらの位置ずれ量は、Ｓｒ≦Ｓｔ＜Ｓｐに設定されている。
【００３８】
上述した第１及び第２実施形態では、周方向の断面重心が位置ずれされているが、速度ベクトルを動翼の内壁側、外壁側に向け２次流れ渦を減少させるためには、周方向の断面重心の位置ずれ量（Ｌｒ，Ｌｐ，Ｌｔ）の規定値が大きくされるのが効果的である。しかしながら、翼断面の応力的制限から重心の位置ずれ量が制限されるため、本実施形態のように、軸方向の断面重心が位置ずれしたスキュー動翼を組み合わせることにより、内壁側の流れ１４（図４（ａ））及び外壁側の流れ１５（図４（ａ））が更に追加されさらなる動翼の圧力損失の低減が達成される。さらに、このスキュー動翼１３は、軸方向の翼断面剛性が高いため、周方向に断面重心が位置ずれされた場合に比べ、遠心力による応力増加が少ないといった利点もある。そのため、このようなスキュー動翼１３と、周方向に断面重心が位置ずれされた動翼とを組み合わせることが一層効果的である。
【００３９】
次に、図５を参照して、本発明の第４実施形態に係るタービン動翼を説明する。
【００４０】
本実施形態は、周方向の断面重心が位置ずれした動翼に、動翼の振動を抑制するスナッバ動翼を組み合わせたものに関する。
【００４１】
このスナッバ動翼は、図５に示すように、動翼１６とこれの外周のインテグラルカバー１７とが一体に構成されたものである。さらに、本実施形態では、一つのインテグラルカバー１７とこれに隣接するインテグラルカバー１７との接合端部１８がラジアル線に対して傾斜して形成されている。
【００４２】
従来、スナッバ動翼は、周方向の各断面重心が位置ずれした動翼には採用されておらず、この断面重心が位置ずれされていない動翼にのみ採用されており、動翼組み込み作業時に、強制的に外力を加え、隣接する接合端部１８に面圧が与えられていた。
【００４３】
本発明に係るような周方向の各断面重心が位置ずれされた動翼の場合に、上記のように、接合端部１８がラジアル軸線に対して傾斜されていると、タービン回転中にインテグラルカバー１７が回転変位し、タービン回転時に自動的に隣接する接合端部１８に面圧を与えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰させることができる。従って、周方向の各断面重心が位置ずれされた動翼に、本実施形態に係るスナッバ動翼を組み合わせることが効果的である。これにより、タービンの性能向上と同時に、動翼の振動を減衰することができる。
【００４４】
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されないのは勿論であり、種々変形可能である。
【００４５】
【発明の効果】
以上述べたように、請求項１では、動翼の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされているため、翼間流路における速度ベクトルが、動翼根元部では内壁側の方向に流れを押し付け、動翼先端部では外壁側の方向に流れを押し付けることから、２次流れ渦の生起が確実に抑制され、圧力損失が低減されることは勿論である。
これに加えて、動翼の中央付近においては、各断面重心を結ぶ線がラジアル線に略平行に形成され、根元部及び先端部においては、各断面重心を結ぶ線がこの略平行な線に連続するようにして各々所定の曲率で形成されているため、動翼の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、その結果、動翼の前縁、後縁及び翼背面での局部的な応力の発生が低減され、タービン運転の安定性・信頼性が確保される。
【００４６】
また、請求項２では、この場合にも、動翼の周方向の各断面重心が、動翼中央付近においてラジアル線の翼腹側に、動翼根元部及び先端部においてラジアル線の翼背側にずらされているため、２次流れ渦の生起が確実に抑制され、圧力損失が低減されることは勿論である。
さらに、動翼根元部から中央付近を介して先端部にかけて各断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼の中央部付近の翼背面での極端な屈曲形状が避けられ、動翼の前縁、後縁等での局部的な応力の発生が低減される。
【００４７】
さらに、請求項３では、請求項１または２のように湾曲された動翼が、タービンの周方向でなく、軸方向においても、動翼の各断面重心が、中央付近でロータホィールの中心線の下流側に、動翼根元部及び先端部で中心線の上流側にずらされているため、２次流れ渦の生起が確実に抑制される。
さらに、これら各断面重心を結ぶ線が所定の曲率に沿って形成されているため、動翼での局所的な応力の発生が低減される。
【００４８】
さらに、請求項４では、請求項１乃至３のように湾曲された動翼に、接合端部がラジアル線に対して傾斜されたスナッバ動翼が組み合わされているため、タービン回転時に自動的に隣接する接合端部に面圧を与えることが可能になり、これにより、動翼の振動を減衰させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  図１（ａ）は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼を軸方向から視た図であり、図１（ｂ）乃至（ｄ）は、各々、先端部、中央付近、根元部の周方向の断面図である。
【図２】  図２（ａ）は、従来の湾曲動翼の模式図であり、図２（ｂ）は、従来の湾曲動翼と第１実施形態の湾曲動翼との応力解析結果の比較を示すグラフである。
【図３】  本発明の第２実施形態に係るタービン動翼を軸方向から視た図である。
【図４】  図４（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン動翼をタービン側部から視た図であり、図４（ｂ）は、先端部、中央付近、根元部の周方向の断面図である。
【図５】  図５（ａ）は、本発明の第４実施形態に係るタービン動翼を軸方向から視た図であり、図５（ｂ）は、図５（ａ）のタービン動翼の平面図である。
【図６】  従来のタービンの側方断面図である。
【図７】  従来の動翼流路内で発生する２次流れを説明する図である。
【図８】  従来の湾曲動翼を示す模式図である。
【図９】  従来の湾曲動翼による圧力損失低減を示すグラフである。
【符号の説明】
１  ノズル翼
２  ダイアフラム外輪
３  ダイアフラム内輪
５  ロータホィール
６  シェラウド
７  ２次流れ
８  ２次流れ渦
１２  湾曲動翼
１３  スキュー動翼
１６  スナッバ動翼
１７  インテグラルカバー
１８  接合端面
Ｂ  翼背面
Ｆ  翼腹面
【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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