(57)【要約】【課題】後半負荷型のタービン翼において、二次損失を低減し、タービン段落の効率を向上させる。【解決手段】軸流タービンのタービン静翼１において、タービン静翼の翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁部から回転軸方向後半側まで圧力降下し、圧力降下した後圧力を一定に保持する区間を経て翼後縁部まで圧力上昇するように翼型を形成したことを特徴とする。【選択図】  図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流タービンのタービン静翼であって、
該タービン静翼の翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁部から回転軸方向後半側まで圧力降下し、圧力降下した後圧力を一定に保持する区間を経て翼後縁部まで圧力上昇するように翼型を形成したことを特徴とするタービン静翼。
【請求項２】
請求項１に記載のタービン静翼であって、
前記圧力分布曲線を有するタービン翼型を翼内周側端部および翼外周側端部に有することを特徴とするタービン静翼。
【請求項３】
請求項１または２に記載のタービン静翼であって、
前記圧力分布曲線において前記圧力を一定に保持する区間は、周方向に隣り合う静翼との距離が最小となるスロート点よりも後縁側に位置することを特徴とするタービン静翼。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか1項に記載のタービン静翼であって、
前記タービン静翼の前縁部から後縁部までのタービン回転軸方向の距離を軸コード長、前縁部から任意の位置までのタービン回転軸方向の距離を前記軸コード長で割った値を無次元軸コードと定義したとき、
前記圧力を一定に保持する区間は、無次元コード長が0.8以上1.0未満の間に位置することを特徴とするタービン静翼。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか1項に記載のタービン静翼であって、
タービン静翼の後縁部から、前記タービン静翼の翼腹側に隣り合う静翼までの最短距離ｓと前記タービン静翼および前記隣り合う静翼の後縁部同士の間隔長ｔとの比から定まるｓ／ｔが翼高さ方向全域で０．２０〜０．２５の範囲にあることを特徴とするタービン静翼。
【請求項６】
静翼と、該静翼の外周側端部を固定する環状のダイヤフラム外輪と、前記静翼の内周側端部を固定するダイヤフラム内輪と、
前記静翼の下流側に配置され、ロータディスクに固定される動翼とからなるタービン段落を備えた軸流タービンであって、
翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁部から回転軸方向後半側まで圧力降下する領域と、圧力降下した後圧力を一定に保持する領域と、翼後縁部まで圧力上昇する領域の３つの領域からなるように翼型が形成された前記静翼を備えることを特徴とする軸流タービン。
【請求項７】
請求項６記載の軸流タービンであって、
前記圧力分布曲線を有する翼型を前記静翼の翼内周側端部および翼外周側端部に有することを特徴とする軸流タービン。
【請求項８】
請求項６または７に記載の軸流タービンであって、
前記静翼の前記圧力分布曲線において前記圧力を一定に保持する領域は、周方向に隣り合う静翼との距離が最小となるスロート点よりも後縁側に位置することを特徴とする軸流タービン。
【請求項９】
請求項６乃至８のいずれか１項に記載の軸流タービンであって、
前記静翼の前縁部から後縁部までのタービン回転軸方向の距離を軸コード長、前縁部から任意の位置までのタービン回転軸方向の距離を前記軸コード長で割った値を無次元軸コードと定義したとき、
圧力降下した後圧力を一定に保持する領域は、無次元コード長が0.8以上1.0未満の間に位置することを特徴とする軸流タービン。
【請求項１０】
請求項６乃至９のいずれか1項に記載の軸流タービンであって、
前記静翼の後縁部から、前記タービン静翼の翼腹側に隣り合う静翼までの最短距離と前記静翼と前記隣り合う静翼の後縁部同士の間隔長の比から定まるｓ／ｔが翼高さ方向全域で０．２０〜０．２５の範囲にあることを特徴とする軸流タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン静翼、特に蒸気タービンに用いるタービン静翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
蒸気タービンのタービン翼に発生する二次流れ損失を低減する方法として、タービン翼が流体から最もエネルギーを受け取る位置、すなわち翼の負荷位置に着目した方法がある。この方法に関する従来技術としては、例えば特開2006−207556号公報に記載の技術が知られている。
【０００３】
上記特開2006−207556号公報には、翼高さ方向に異なる翼負荷分布を使用し、特に翼中央部を前半負荷型にし、翼根元部と翼先端部を後半負荷型としたタービン翼が記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開2006−207556号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
翼負荷は、翼の背側圧力と腹側圧力の差で表現し、この差が大きいほど翼負荷が大きいことになる。最大負荷位置が、タービン翼の前縁に近いタービン翼は前半負荷型、タービン翼の後縁位置に近い翼は後半負荷型となる。後半負荷型のタービン翼は、翼前半部で負荷を小さくする、すなわち翼背側と翼腹側の圧力差が小さくなり、二次流れが発達しにくくなるため、前半負荷型のタービン翼よりも二次損失は小さくなると言われている。
【０００６】
しかしながら、後半負荷型のタービン翼は、最大負荷位置が翼後縁に近くなるため、翼背側の最小圧力点は、翼後縁部に近い位置となる。このため、最小圧力点位置から後縁部にかけて急激な圧力回復が生じる。これは、隣り合うタービン翼の間を通過する流れが翼後縁部で減速することを意味し、同時に翼間に生じる二次流れの影響を受けやすくなることを意味する。減速した翼間流れは、隣接するタービン翼背側にぶつかり、二次損失を増大させてしまう。しかしながら、この課題について従来技術は考慮していない。
【０００７】
そこで本発明の課題は、後半負荷型のタービン翼において、二次損失を低減し、タービン段落の効率を向上させることにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記課題を解決するための、本発明は、軸流タービンのタービン静翼において、タービン静翼の翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁部から回転軸方向後半側まで圧力降下し、圧力降下した後圧力を一定に保持する区間を経て翼後縁部まで圧力上昇するように翼型を形成したことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、後半負荷型のタービン翼において、二次損失を低減し、タービン段落の効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】タービン段落の横断面を表す模式図である。
【図２】タービン静翼の翼列の一部を模式的に示した斜視図である。
【図３】一般的な翼間流路における流れの様子を模式的に示した図である。
【図４】タービン静翼の一断面図である。
【図５】本実施例と従来例の翼型の翼面圧力分布の模式図である。
【図６】本実施例のタービン静翼の翼背側の圧力変化を説明する説明図である。
【図７】本実施例のタービン静翼の翼面圧力分布の模式図である。
【図８】本実施例のタービン静翼の翼根元部付近の翼間流速分布の模式図である。
【図９】本実施例のタービン静翼の翼高さ方向の損失分布図である。
【図１０】本実施例のタービン静翼の一例を示した模式図である。
【図１１】本実施例のタービン静翼の一例を示した模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下、本発明を実施するための形態について、適宜図を参照して詳細に説明する。なお、各図面を通し、同等の構成要素には同一の符号を付してある。
【実施例】
【００１２】
本発明を蒸気タービンのタービン静翼に適用した例について説明する。図１は、本発明を適用する蒸気タービンのタービン段落の横断面を模式的に示したものである。図中、１は静翼、２は静翼１の内周側端部５を固定する環状のダイヤフラム内輪、３は静翼１の外周側端部４を固定する環状のダイヤフラム外輪、６は動翼、７は動翼６をロータに固定するロータディスク、８は動翼６の外周側先端を拘束するシュラウドカバー、９は作動流体である蒸気の流れ方向を示す。ダイヤフラム外輪３は図示しないケーシングに固定されている。図１において、Ｘ軸はタービンの回転軸方向、Ｚ軸はタービンの半径方向を示す。
【００１３】
静翼１および動翼６はそれぞれ円周方向に複数枚配置されており、隣り合う翼間に作動流体が通過する流路を形成している。動翼６は、静翼１の蒸気の流れ方向下流側に設置されており、静翼１によって加速された蒸気が動翼６に衝突することでロータが回転し、ロータの端部に据え付けられた発電機（図示せず）を回転させる。
【００１４】
図２は、円周方向に複数枚配置された静翼１の翼列の一部を模式的に示した斜視図である。図２では、説明の便宜上、円周方向に配置された静翼の一部を水平に展開して示している。静翼１ａ、ｂは、外周側端部４を環状のダイヤフラム外輪３に固定されており、内周側端部５は環状のダイヤフラム内輪２に固定されている。周方向に隣り合う静翼１ａ、ｂの壁面とダイヤフラム外輪３およびダイヤフラム内輪２の壁面に囲まれて作動流体の流路が形成されている。静翼１の前縁部１０側から流入した蒸気は、静翼１ａの翼背側の負圧面１３と静翼１ｂの腹側の圧力面１２との間を流れる。静翼間の流路は、流路入口から出口に向かって絞り流路になっており、蒸気は、静翼間の流路を通過する間に流れ方向を変えるとともに加速され、後縁部１１から下流の動翼に向かって排出される。
【００１５】
図３に一般的な翼間流路における流れの様子を模式的に示す。図３ではダイヤフラム外輪３およびダイヤフラム内輪２は図示を省略している。一般的に、蒸気が静翼間の流路を通過する時、翼間には圧力勾配が生じる。そのため、圧力面１２から負圧面１３に向かう二次流れ１５が生じる。一方、翼間流路の入口部では、蒸気主流が翼前縁部１０に衝突することで、圧力面１２と負圧面１３に渦が発生する。この渦は、翼間流路内で発達して流路渦１６を形成する。流路渦１６は、主に翼の内周側端部５と外周側端部４付近にそれぞれ存在する。これらの二次流れ１５、流路渦１６は、タービン翼が本来行うべき仕事の効率低下を招き、二次損失の大きな要因となる。
【００１６】
図４は図２に示した静翼の端部付近の断面を模式的に表した図である。図４において、Ｘ軸方向はタービンの回転軸方向を表し、Ｙ軸方向はタービンの周方向を表す。以後の説明のため、静翼１の前縁部１０から後縁部１１までのＸ方向の距離を軸コード長Ｃａｘ、前縁部１０から任意の位置までのＸ方向の距離ｘを軸コード長Ｃａｘで割った値を無次元軸コード長ｘ／Ｃａｘと定義する。
【００１７】
静翼１は円周方向に一定の間隔を置いて配置されており、周方向に隣り合う静翼の後縁部１１同士の間隔をピッチ長ｔと呼ぶ。ピッチ長ｔは、主に周方向に配置する翼枚数によって決定される。また、後縁部１１から、翼腹側に設置された隣の静翼までの最短距離を結んだ線をスロートといい、その長さをスロート長ｓという。スロートは、翼間の流路のうち最小の流路幅となる。なお、図４において、スロート線と翼腹側に設置された隣の静翼のプロファイル線との交点Ｍをスロート点という。タービン翼は、タービン翼出口角を表す幾何学的な角度としてsin-1（ｓ／ｔ）と定義され、ピッチ長ｔとスロート長ｓの比（ｓ／ｔ）を用いた値を使用する。ｓ／ｔを調整することで、静翼を通過する蒸気を動翼へ適正に流入させることができる。一般的にｓ／ｔを小さくすることは、隣り合う静翼１の間隔が小さくなるため、スロートを通過した蒸気は二次流れの影響を受けやすくなる。また、スロートを通過した蒸気、あるいは翼間流路内で発達した流路渦１６は、翼腹側に設置された隣の翼の負圧面１３に衝突しやすくなる。負圧面に衝突することは、二次損失が大きくなることを意味する。本発明は、ｓ／ｔが小さい場合に二次損失低減の効果があり、最適なｓ／ｔは０．２０〜０．２５である。
【００１８】
次に図５を用いて本実施のタービン静翼の主な特徴である翼面の圧力分布について説明する。図５に本実施例のタービン静翼の翼面圧力分布と、従来の後半負荷型翼の圧力分布を示す。図中、上側が翼の腹側面に作用する圧力の分布、下側が翼の背側面に作用する圧力の分布である。なお、翼腹側の圧力分布は、本実施例も従来と変わらないので、本実施例の圧力分布のみ示し、従来の圧力分布は省略している。また、本実施例で述べる圧力分布形状は、インシデンス角を持つ場合（非設計点等）のような翼前縁や翼後縁近傍の圧力が急激に変化する領域は除外している。
【００１９】
本実施例の圧力分布の特徴は、翼背側の圧力分布にある。従来の後半負荷型翼では、翼背側の圧力分布は、最小圧力値がｘ／Ｃａｘ＝０．８の近傍にあり、翼前縁部から最小圧力値に向かって圧力が単調に降下する。その後、圧力分布は、最小圧力値を境に上昇に転じ、後縁部に向かって圧力は上昇する。一方、本実施例の圧力分布は、前縁部から後縁部に向かって単調に降下した後、後半で後縁部に向かって上昇に転じる前に、圧力値がほぼ一定のまま保持される区間を有する。この区間では、圧力値は降下傾向が終わり、しかし上昇傾向にも転じず、圧力値が一定となる。なおここでの圧力一定とは、蒸気を加速もしくは減速させず、なるべく上流側から加速された蒸気速度を維持できる範囲内で圧力値が上下に微増減する場合も含まれる。また、圧力を一定に保持する領域は、無次元軸コード長ｘ／Ｃａｘで０．８以上１．０未満にあればよい。
【００２０】
従来の後半負荷型翼は、前縁部から後半に向かって圧力値が降下する圧力降下領域と、圧力値が後縁部に向かって上昇する圧力上昇領域の二領域からなるのに対し、本実施例の圧力分布は、前縁部から後半に向かって圧力値が降下する圧力降下領域と、圧力値が一定に保持される領域と、圧力値が後縁部に向かって上昇する圧力上昇領域に区分けできる。
【００２１】
また、本実施例の圧力分布は、圧力分布の圧力降下領域の範囲が従来よりも狭く、従来の圧力分布よりも最小圧力値が大きくなる。最小圧力値は圧力値が一定となる領域の中に位置し、翼後縁部に向かって圧力が上昇傾向に転じる位置もより後縁部側になる。
【００２２】
図６に軸コード長方向の背側の圧力変化率を表すグラフを示した。縦軸を背側の圧力変化率、横軸を無次元軸コード長（ｘ／Ｃａｘ）とする。圧力変化率は、無次元圧力ｐの無次元軸コード長（ｘ／Ｃａｘ）の圧力変化率であり、ｄｐ／（ｘ／Ｃａｘ）で表す。ｄｐ／（ｘ／Ｃａｘ）＞０の場合、翼間の流れは加速される。一方、ｄｐ／（ｘ／Ｃａｘ）＜０の場合は、翼間の流れは減速される。ここで、無次元圧力ｐは静翼翼列入口の全圧を1として無次元化した値である。
【００２３】
本実施例の圧力分布の場合、背側の圧力変化率は、漸次増大していき、最大値は従来例よりも大きくなる。その後圧力変化率は急速に減少し、０．８〜０．９付近では加速または減速が極めて小さい領域となる。最大加速後、圧力変化率が初めて０．０２以下となる位置を第一圧力点、背側圧力変化が−０．０２を下回った位置を第二圧力点と定義し、第一圧力点と第二圧力点を図５に示した本実施例の圧力分布に当てはめたグラフを図７に示す。
【００２４】
図７より、第一圧力点から第二圧力点までの領域は、圧力値がほぼ一定となる区間と重なることが分かる。第一圧力点から第二圧力点までの圧力の変動幅は、翼入口部の全圧で無次元化した無次元圧力値で、第一圧力点から第二圧力点までの平均圧力値から２％以内が望ましい。また、前縁から第一圧力点までは降下するが途中で変曲点は持たないことが望ましい。この理由は、翼間でスムーズに加速させるためである。
【００２５】
次に、図4で規定したスロート点Mと翼面圧力の位置関係を示すと、スロート点Mは第一圧力点よりも上流側に位置する。つまり、スロート点Mより下流側で第一圧力点から第二圧力点までの圧力値がほぼ一定となる区間が存在する事となる。第二圧力点がスロート点の上流側である場合、または、スロート点が第一圧力点と第二圧力点に存在する場合、翼間で十分に加速されず、隣接するタービン翼背側にぶつかり、二次損失を増大させてしまう。このため一定を保持する区間を定義する第一圧力点はスロート点よりも下流側にあることが望ましい。
【００２６】
本実施例の作用効果を図８および９に基づいて説明する。図８は、静翼の翼間流路の流速を示すグラフであり、グラフ中には従来例と本実施例をそれぞれ示す。本実施例と従来例とで翼間の流速にもっとも顕著な違いが現れる場所は、翼後縁部近傍（ｘ／Ｃａｘ＝０．８〜１．０）である。従来例では、翼間の流速の最大値はｘ／Ｃａｘ＝０．９付近をとり、この位置より後縁に向かって減速する。一方、本実施例では、従来の後半負荷型翼よりも、最大流速の位置を後縁部に近い位置に移動させ、翼間の流速を速くすることができることが図８より分かる。
【００２７】
最大流速の位置を後縁部に近い位置に移動させ、翼間の流速を速くすることで、翼間に生じる二次流れの影響を受けにくくなり、流れが隣に配置された翼に衝突することを抑制することができる。また、翼の負圧面に流れが衝突する場所を従来翼よりも下流側へ移動することができる。その結果、二次損失の低減につながり、タービン段落の効率を向上することができる。
【００２８】
図９は従来例と本実施例の翼高さ方向の損失分布を模式的に表した図である。本実施例の損失分布を実線で示し、従来例の損失分布を点線で示す。図９の損失分布は、軸コード長Ｃａｘに対する翼高さの割合を表すアスペクト比が比較的大きい翼の例である。本例の場合、アスペクト比は約3.8である。一般的に、従来例のように翼高さ位置に応じて損失の傾向が異なり、翼の中央部付近で損失がもっとも小さくなり、外周側および内周側端部付近で損失が最大となる。これは、翼の中央部付近では翼型損失が損失の主な要因となるのに対し、翼の外周側および内周側端部付近では翼型損失の他に、前述した二次損失による損失が増加するためである。一方、本実施例の圧力分布を有する翼型を翼外周端部および内周端部に適用した場合、損失分布において翼外周端部および内周端部の損失が低減されていることが分かる。これは、本実施例による二次流れ損失の低減効果による。
【００２９】
以上説明した本実施例の圧力分布曲線から逆解法により翼型を求めることができる。本実施例の圧力分布から求められた翼型は、二次損失による損失が支配的な静翼の翼外周端部および内周端部に適用することが望ましい。特に二次損失が支配的な翼高さ領域から翼型による損失が支配的な領域に切り替わる翼高さ位置に適用することが望ましい。例えば、本実施例の圧力分布を有する翼型は、この例で示したアスペクト比の場合、翼高さのうち翼外周端から３０％、翼内周端から３０％の領域に適用するのが望ましい。
【００３０】
また、図１０には本特許の別の適用例として、タービン翼の圧力面側が凸となるよう周方向に湾曲したタービン静翼に適用した例を示す。タービン翼の圧力面側が凸とすることで、翼先端部および翼根元部に向かい翼力が生じる。この翼力により、タービン翼間流れは翼先端部および翼根元部に押し付けられ、前述した二次損失が翼中央部へ発達することを抑える。このように、二次損失低減のために三次元的な変形を実施したタービン静翼についても、本特許を適用することで、二次損失をさらに低減することが可能である。また、周方向、軸方向に傾斜または湾曲させたタービン静翼についても、同様の効果を得ることが出来る。
【符号の説明】
【００３１】
１  静翼
２  ダイヤフラム内輪
３  ダイヤフラム外輪
６  動翼
７  ロータディスク
８  シュラウドカバー
１２  圧力面
１３  負圧面
【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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【図１０】
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【図１１】
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