(57)【要約】【課題】後縁側翼負荷最大負担タイプの優れた点と後縁側翼負荷最大負担タイプの優れた点を組み合せて翼高さ方向（半径方向）に向って適用し、より一層のタービン段落効率の向上を図ったタービン翼列を提供する。【解決手段】本発明に係るタービン翼列は、翼２７ａ，２７ｂをタービンロータ２３の周方向に沿って列状に配置するタービン翼列において、前記翼の翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる構成にした。【選択図】  図３
2006207556.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼をタービンロータの周方向に沿って列状に配置するタービン翼列において、前記翼の翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる構成にしたことを特徴とするタービン翼列。
【請求項２】
翼高さ中央部負荷最大負担領域は、翼背側の全距離をＸＬとし、前縁からスロート位置の距離をＸｓとするとき、距離比Ｘｓ／ＸＬを、
［数１］
Ｘｓ／ＸＬ＜０．４
の範囲内に形成したことを特徴とする請求項１記載のタービン翼列。
【請求項３】
翼ルート部翼負担最大負担領域は、翼背側の全距離をＸＬとし、前縁からスロート位置の距離をＸｓとするとき、距離比Ｘｓ／ＸＬを、
［数２］
Ｘｓ／ＸＬ＞０．４
の範囲内に形成したことを特徴とする請求項１記載のタービン翼列。
【請求項４】
翼チップ部翼負荷最大負担領域は、翼背側の全距離をＸＬとし、前縁からスロート位置の距離をＸｓとするとき、距離比Ｘｓ／ＸＬを、
［数３］
Ｘｓ／ＸＬ＞０．４
の範囲内に形成したことを特徴とする請求項１記載のタービン翼列。
【請求項５】
翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる翼は、タービンノズルに適用することを特徴とする請求項１記載のタービン翼列。
【請求項６】
翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる翼は、タービン動翼に適用することを特徴とする請求項１記載のタービン翼列。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流タービンに適用するタービン翼列に係り、特にタービン段落を構成するタービンノズルの翼列とタービン動翼の翼列との翼性能の向上を図ったタービン翼列に関する。
【背景技術】
【０００２】
軸流タービンは、作動流体である蒸気がタービンロータ（タービン回転軸）に沿って流れるタービンである。
【０００３】
この軸流タービンは、図１１に示すように、蒸気ＳＴの流れの上流側に配置するタービンノズル１６と、この下流側に配置するタービン動翼１７とを組み合せてタービン段落１８を構成し、タービン段落１８を蒸気ＳＴの流れに沿って複数段にして配置している。
【０００４】
タービンノズル１６は、ノズル翼１９の両端をリング状のダイアフラム外輪２０およびダイアフラム内輪２１で支持させるとともに、ノズル翼１９を周方向に向って列状に配置している。
【０００５】
また、タービン動翼１７は、翼ルート部（翼根元部）２２をタービンロータ２３から削り出したタービンディスク２４に植設するとともに、翼チップ部（翼先端部）２５をリング状のシュラウド２６で固設させる一方、上述のノズル翼１９と同様に周方向に向って列状に配置している。
【０００６】
このような構成を備えるタービン段落１８において、圧力Ｐ１を持つ蒸気ＳＴは、タービンノズル１６を通過するとき、増速して圧力Ｐ２に低下し、さらにタービン動翼１７で流れを転向させて次のタービン段落に流れる間に圧力Ｐ３に低下させ、この間、タービン動翼１７を回転させ、この回転に伴って動力（回転トルク）を発生させている。
【０００７】
ところで、最近の軸流タービンでは、性能向上の一環としてタービン段落効率のより一層の向上強化が求められ、これに伴う研究開発が進められている。
【０００８】
従来、タービン段落１８の翼列損失には、数多くの損失があり、その中でもプロファイル（翼型）損失と二次流れによる二次流れ損失とが非常に大きなウエイトを占めている。
【０００９】
図１２は、縦軸に損失を採り、横軸に翼高さ（翼長）を採るとともに、翼ルート部、翼高さ中央部（ＰＣＤ）および翼チップ部のそれぞれの位置も含めて距離を示すタービンノズル１６の損失線図である。
【００１０】
図１２に示した線図から、タービンノズル１６のプロファイル（翼型）損失は、翼ルート部から翼チップ部に向って著しく急激な変化が認められていない。しかし、二次流れ損失は、翼ルート部と翼チップ部とで急激に大きくなっている。
【００１１】
また、図１３は、縦軸に損失を採り、横軸に翼高さ（翼長）を採るとともに、翼ルート部、翼高さ中央部および翼チップ部のそれぞれの位置も含めて距離を示すタービン動翼１７の損失線図である。
【００１２】
図１３に示した線図から、タービン動翼１７のプロファイル（翼型）損失は、タービンノズル１６と同様に、翼ルート部から翼チップ部に向って著しく急激な変化が認められていない。しかし、二次流れ損失は、翼ルート部と翼チップ部とで急激に大きくなっている。しかも、翼ルート部で急激に大きくなっている二次流れ損失は、運転中に発生する遠心力Ｆｒ１に押圧されて翼高さ中央部側に移動し、翼効率を著しく低下させていることがわかった。
【００１３】
図１２および図１３のそれぞれに示したタービンノズル１６およびタービン動翼１７のそれぞれの損失が比較的多いのは、次に示す要因に基づくものと考えられる。
【００１４】
タービンノズル１６にしろ、タービン動翼１７にしろ、従来のプロファイル（翼型）は、翼背側における蒸気の最高速度点を後縁側に位置させ、翼腹側を前縁から後縁に向って滑らかな曲線にして蒸気を増速させる形状になっている。
【００１５】
このため、翼背側の圧力分布線と翼腹側の圧力分布線とで囲まれた領域を面積とし、この面積のうち、最大面積を翼負荷最大負担領域とするとき、この領域は後縁側に位置させた、いわゆる後縁側翼負荷最大負担タイプ（ＡＦＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）と称されている。この後縁側翼負荷最大負担タイプは、翼背側の後縁付近で蒸気流れの減速域が生じ、境界層の剥離が起って損失が比較的多くなっている。
【００１６】
このような事象に着目して、翼負荷最大負担領域を前縁側に移動させたプロファイルが、例えば特開昭６１−２３２３０２号公報（特許文献１）に開示されており、いわゆる前縁側翼負荷最大負担タイプ（ＦＲＯＮＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）と称されている。
【００１７】
この前縁側翼負荷最大負担タイプは、図１４に示すように、翼１枚当りの翼負荷負担を大きくし、全体の翼枚数を少なくさせるとともに、後縁側の境界層厚さを薄くさせ、損失を少なくさせたものである。
【００１８】
一方、二次流れ損失の抑制を考慮したとき、後縁側翼負荷最大負担タイプと前縁側翼負荷最大負担タイプとを互いに較べてみると、後縁側翼負荷最大負担タイプの方が有効であると言われている。
【００１９】
この理由を明確にすることに先立ち、先ず二次流れ損失のメカニズムを説明する。
【００２０】
図１５は、蒸気ＳＴが流れているときの翼列の一部分を示したものである。
【００２１】
一方の翼２７ａの翼背側２８と他方の隣接する翼２７ｂの翼腹側２９との翼間を蒸気ＳＴが流れるとき、翼背側２８の流れは、翼腹側２９の流れよりも流速が速いので、翼背側２８の静圧Ｐｂよりも翼腹側２９の静圧Ｐａの方が大きくなっている。このため、一方の翼２７ａの翼背側２８と他方の隣接する翼２７ｂの翼腹側２９とで形成される流路３０には、主流（蒸気の流れ）に対し、法線方向に圧力勾配が生じる。この間、主流は流路３０内を転向しながら通過するので、圧力勾配と逆向きに遠心力Ｆｒ２が働く。
【００２２】
しかし、壁面（具体的には、図示しない一方の翼２７ａおよび他方の隣接する翼２７ｂの両端を支持するダイアフラム内輪、外輪）における境界層内では、壁面摩擦によって蒸気ＳＴの流速が主流の流速と較べて遅くなるので、蒸気ＳＴが受ける遠心力Ｆｒが小さくなり、他方の隣接する翼２７ｂの翼腹側２９と一方の翼２７ａの翼背側２８との間の圧力差によって蒸気ＳＴが受ける力Ｆｐが遠心力Ｆｒ２よりも上回る。
【００２３】
このように、蒸気ＳＴが受ける力Ｆｐが遠心力Ｆｒ２よりも上回ると、境界層内では、流路３０を横切る流れが発生し、この流れを二次流れと称している。
【００２４】
この二次流れは、壁面の境界層内で渦を発生させる。壁面の境界層内で発生した渦は、翼間の圧力勾配が大きくなるに連れて成長する。この渦による損失を二次流れ損失と称している。
【００２５】
そして、図１４に示すように、前縁側に翼負荷最大負担領域を位置させる前縁側翼負荷最大負担タイプでは、前縁側からスロート部（図１５に示した一方の翼２７ａの翼背側２８から他方の隣接する翼２７ｂの後縁に向って真っ直ぐに延ばした距離の縮流部）に至るまでの翼背側２８と翼腹側２９との圧力差が大きいので、前縁側から発生した二次流れ渦が発達し易い。
【００２６】
一方、後縁側翼負荷最大負担タイプは、前縁からスロート部に至るまでの一方の翼２７ａの翼背側２８と他方の隣接する翼２７ｂの翼腹側２９の圧力差が小さいので、二次流れ渦は発達しにくい。
【００２７】
このように、二次流れ渦が発達しにくくとも、タービン段落効率を向上させるために、従来のプロファイルには、後縁側翼負荷最大負担タイプが多く使用されていた。
【００２８】
なお、二次流れ損失をより一層少なくさせるタービンノズルおよびタービン動翼を含めたタービン翼の技術には、例えば、特開平６−２７２５０４号公報（特許文献２）に見られるように、翼列のスロート長さＳと翼列の環状ピッチＴとのスロート比Ｓ／Ｔの値が翼高さ中央部で最大となるようにしたものや、例えば特開平１０−１３１７０７号公報（特許文献３）に見られるように、翼高さ中央部で翼断面が最も突き出すように周方向に向って流体流出側（翼腹側）に湾曲させたものが開示されており、高い評価を得ている。
【特許文献１】特開昭６１−２３２３０２号公報
【特許文献２】特開平６−２７２５０４号公報
【特許文献３】特開平１０−１３１７０７号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００２９】
最近のタービン翼の技術では、タービン段落効率が向上すれば、化石燃料の消費が減少し、化石燃料の消費減少に伴ってＣＯ２排出量削減に寄与することから、より一層の性能向上の強化が求められている。
【００３０】
このような要請の下、上述の前縁側翼負荷最大負担タイプのタービン翼では、プロファイル損失を少なくさせても二次流れ損失を少なくさせることができず、また上述の後縁側翼負荷最大負担タイプの翼翼では、二次流れ損失を少なくさせてもプロファイル損失をより一層少なくさせることができない等の問題を抱えていた。つまり、各タイプのものは、一方のみを満たすだけで、両方を満たすことが必要とされていた。
【００３１】
本発明は、このような事情に基づいてなされたもので、前縁側翼負荷最大負担タイプの優れた点と後縁側翼負荷最大負担タイプの優れた点を組み合せて翼高さ方向（半径方向）に向って適用し、タービン段落効率のより一層の向上を図ったタービン翼列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】
【００３２】
本発明に係るタービン翼列は、上述の目的を達成するために、請求項１に記載したように、翼をタービンロータの周方向に沿って列状に配置するタービン翼列において、前記翼の翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる構成にしたものである。
【００３３】
また、本発明に係るタービン翼列は、上述の目的を達成するために、請求項２に記載したように、翼高さ中央部負荷最大負担領域は、翼背側の全距離をＸＬとし、前縁からスロート位置の距離をＸｓとするとき、距離比Ｘｓ／ＸＬを、
［数４］
Ｘｓ／ＸＬ＜０．４
の範囲内に形成したものである。
【００３４】
また、本発明に係るタービン翼列は、上述の目的を達成するために、請求項３に記載したように、翼ルート部翼負担最大負担領域は、翼背側の全距離をＸＬとし、前縁からスロート位置の距離をＸｓとするとき、距離比Ｘｓ／ＸＬを、
［数５］
Ｘｓ／ＸＬ＞０．４
の範囲内に形成したものである。
【００３５】
また、本発明に係るタービン翼列は、上述の目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼チップ部翼負荷最大負担領域は、翼背側の全距離をＸＬとし、前縁からスロート位置の距離をＸｓとするとき、距離比Ｘｓ／ＸＬを、
［数６］
Ｘｓ／ＸＬ＞０．４
の範囲内に形成したものである。
【００３６】
また、本発明に係るタービン翼列は、上述の目的を達成するために、請求項５に記載したように、翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる翼は、タービンノズルに適用するものである。
【００３７】
また、本発明に係るタービン翼列は、上述の目的を達成するために、請求項６に記載したように、翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させるとともに、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させる翼は、タービン動翼に適用するものである。
【発明の効果】
【００３８】
本発明に係るタービン翼列は、翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させ、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させるプロファイル（翼型）に構成したので、翼ルート部および翼チップ部のそれぞれに発生する二次流れによる二次流れ損失をより一層少なくすることができるとともに、翼高さ中央部におけるプロファイル損失をより一層少なくすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３９】
以下、本発明に係るタービン翼列の実施形態を図面および図面に付した符号を引用して説明する。
【００４０】
図１は、本発明に係るタービン翼列の実施形態を示す概念図である。
【００４１】
本実施形態に係るタービン翼列は、蒸気ＳＴの流れの上流側に位置するタービンノズル１と、その下流側に位置するタービン動翼２を組み合せタービン段落３を構成し、このタービン段落３をタービンロータ（タービン回転軸）４の軸方向に沿って複数の段落に配置したもののうち、一つを抜き出して説明する。
【００４２】
タービンノズル１は、ノズル翼５の両端をリング状のダイアフラム外輪６およびダイアフラム内輪７で支持させるとともに、ノズル翼５を周方向に向って列状に配置している。
【００４３】
また、タービン動翼２は、翼ルート部（翼根元部）８をタービンロータ４から削り出したタービンディスク９に植設するとともに、翼チップ部（翼先端部）１０をリング状のシュラウド１１で固設させる一方、上述のノズル翼５と同様に周方向に向って列状に配置している。
【００４４】
このような構成を備えるタービン段落３において、圧力Ｐ１を持つ蒸気ＳＴは、タービンノズル１を通過するとき、増速して圧力Ｐ２に低下し、さらにタービン動翼２で流れを転向させて次のタービン段落に流れる間に圧力に低下Ｐ３し、この間、タービン動翼２を回転させ、この回転に伴って動力（回転トルク）を発生させている。
【００４５】
一方、プロファイル（翼型）は、図２および図３に示すように、翼ルート部、翼高さ中央部および翼チップ部との各位置で形状を異ならしめている。
【００４６】
すなわち、図２は、縦軸に圧力を、横軸にプロファイルの前縁から後縁に至るまでの距離をそれぞれ示すとともに、破線を翼腹側の圧力分布とし、実線を翼背側の圧力分布とする翼面圧力分布線図である。
【００４７】
図２に示す翼面圧力分布線図において、本実施形態は、翼高さ中央部における翼背側の最小圧力ＰＭを前縁側に位置させる一方、翼ルート部における翼背側の最小圧力ＰＲおよび翼チップ部における翼背側の最小圧力ＰＴのそれぞれを後縁側に位置させるプロファイルに形成させたものである。
【００４８】
つまり、本実施形態は、翼高さ中央部において、翼腹側と翼背側との最大圧力差に相当する翼高さ中央部翼負荷最大負担領域Ｍを前縁側に位置させる、いわゆる前縁側翼負荷最大負担タイプ（ＦＲＯＮＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）としたものである。
【００４９】
また、本実施形態は、翼ルート部において、翼腹側と翼背側との最大圧力差に相当する翼ルート部翼負荷最大負担領域Ｒを後縁側に位置させるとともに、翼チップ部においても、翼腹側と翼背側との最大圧力差に相当する翼チップ部翼負荷最大負担領域Ｔを後縁側に位置させる、いわゆる後縁側翼負荷最大負担タイプ（ＡＦＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）としたものである。
【００５０】
このように、翼高さ中央部、翼ルート部および翼チップ部の各位置におけるプロファイルは、図３に示すように、破線で示す従来のプロファイルに比較して著しく異なる形状になっている。
【００５１】
一方、図２に示した翼高さ中央部、翼ルート部および翼チップ部の各位置での翼背側の圧力分布を実現するために、本実施形態では、プロファイルの形状を、図４に示すパラメータを用いて形成している。すなわち、図４において、前縁を原点とし、翼背側に沿って座標軸Ｘを採り、Ｘ軸上の任意の位置Ｘｉでの一方の翼１２ａの翼背側１３と、他方の隣接する翼１２ｂの翼腹側１４との翼間距離Ｓｉとする。
【００５２】
また、Ｘ軸上のスロート位置Ｘｉ1での一方の翼１２ａの翼背側１３と、他方の隣接する翼１２ｂの後縁とのスロート面積をＳとする。さらに、Ｘ軸上の後縁の位置Ｘｉ2までの前縁からの距離（全長）をＸＬとし、一方の翼１２ａの前縁と他方の隣接する翼１２ｂの前縁との翼間ピッチＰとする。
【００５３】
このように、座標化した翼間で形成される流路１５に流入する蒸気ＳＴは、前縁から徐々に翼間面積Ｓｉが小さくなるに連れて加速される。
【００５４】
蒸気ＳＴが加速されるに連れて翼面の静圧は低下し、Ｘ軸上のスロート位置Ｘｉ1に至ると、翼背側１３の翼面静圧は最小圧力になる。
【００５５】
したがって、Ｘ軸上のスロート位置Ｘｉ1を任意の位置に変化させると、翼背側１３の翼面上に発生する最小圧力値をコントロールすることができる。
【００５６】
つまり、翼背側１３の全距離（前縁から後縁までの全長）ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離Ｘｓとの距離比Ｘｓ／ＸＬの値を小さく採ると、一方の翼１２ａの翼背側１３のスロート位置Ｘｉ1が前縁側に位置する、いわゆる前縁側翼負荷最大負担タイプ（ＦＲＯＮＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）になる。
【００５７】
逆に、翼背側１３の全距離（前縁から後縁までの全長）ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離Ｘｓとの距離比Ｘｓ／ＸＬの値を大きく採ると、一方の翼１２ａの翼背側１３のスロート位置Ｘｉ1が後縁側に位置する、いわゆる後縁側翼負荷最大負担タイプ（ＡＦＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）になる。
【００５８】
そして、翼ルート部から翼チップ部に至るまでの翼高さ方向（半径方向）の翼背側全距離（前縁から後縁までの全長）ＸＬに対する前縁からスロート位置までの距離Ｘｓとの距離比Ｘｓ／ＸＬの値を変化させたプロファイルを幾つか設計し、実験を重ねて考察を行った。
【００５９】
その結果、本実施形態は、図５および図６に示すように、プロファイル損失（翼型損失）および二次流れ損失のそれぞれを低く抑制することのできる翼背側１３の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離Ｘｓの距離比Ｘｓ／ＸＬの範囲を特定することができた。
【００６０】
すなわち、図５は、縦軸にプロファイル損失を示し、横軸に翼背側１３の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離Ｘｓの距離比Ｘｓ／ＸＬを示すプロファイル損失線図である。
【００６１】
この損失線図から、翼背側１３の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離Ｘｓの距離比Ｘｓ／ＸＬは、Ｘｓ／ＸＬ＜０．４の範囲でプロファイル損失が少なくなることがわかった。
【００６２】
このように、実験による解析、考察から、本実施形態では、翼高さ中央部におけるプロファイルの形状を、Ｘｓ／ＸＬ＜０．４の範囲で、翼高さ中央部翼負荷最大負担領域が前縁側に位置するように設定される。つまり、本実施形態では、翼高さ中央部におけるプロファイルの形状を、前縁側翼負荷最大負担タイプ（ＦＲＯＮＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）にしたものである。
【００６３】
なお、翼高さ中央部にプロファイル効率向上を求めたのは、この部分を通過する蒸気ＳＴの流速が早く、もともと境界層の生成がなく、二次流れの影響を全く受けていないことに由来するものである。
【００６４】
また、図６は、縦軸に二次流れ損失を示し、横軸に翼背側１３の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離Ｘｓの距離比Ｘｓ／ＸＬを示す二次流れ損失線図である。
【００６５】
この損失線図から、翼背側１３の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離比Ｘｓ／ＸＬは、Ｘｓ／ＸＬ＞０．４の範囲で二次流れ損失が少なくなることがわかった。
【００６６】
このように、実験による解析、考察から、本実施形態では、翼ルート部および翼チップ部におけるそれぞれのプロファイルの形状を、Ｘｓ／ＸＬ＞０．４の範囲で、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれが後縁側に位置するように設定される。つまり、本実施形態では、翼ルート部および翼チップ部のそれぞれにおけるプロファイル形状を、後縁側翼負荷最大負担タイプ（ＡＦＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）にしたものである。
【００６７】
図７は、翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させた前縁側翼負荷最大負担タイプと、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域を後縁側に位置させた後縁側翼負荷最大負担タイプとのそれぞれにおけるスロート面積Ｓに対する任意の位置Ｘｉでの翼間流路面積Ｓｉの面積比Ｓｉ／Ｓを示す面積分布線図である。
【００６８】
なお、図中、縦軸は、スロート面積Ｓに対する任意の位置での翼間流路面積Ｓｉの面積比を示し、また、横軸は、翼背側における前縁から後縁までの全距離ＸＬに対する前縁からの任意の位置Ｘｉでの距離Ｘｌの距離比Ｘｌ／ＸＬを示している。また、図中のＸｓｆは前縁側翼負荷最大負担タイプの前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離比を示し、さらにＸｓａは後縁側翼負荷最大負担タイプの前縁からスロート位置Ｘｉ1までの距離比を示している。
【００６９】
この面積分布線図から、後縁側翼負荷最大負担タイプは、前縁側翼負荷最大負担タイプに較べて面積比Ｓｉ／Ｓを大きく確保できるので、二次流れ損失を抑制する際、有利になっている。
【００７０】
図８は、前縁側に翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を位置させ、後縁側に翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを位置させたプロファイルをタービンノズルに適用したときの翼高さ方向（半径方向）における翼背側の全距離に対する前縁からスロート位置までの距離との距離比を示す距離比分布線図である。
【００７１】
図中、縦軸は、翼背側１３の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置までの距離Ｘｓの距離比Ｘｓ／ＸＬを示し、横軸は、翼ルート部から翼チップ部までの翼高さを示している。
【００７２】
前縁側に翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を位置させ、後縁側に翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを位置させるために、図８に示すように、翼背側の全距離ＸＬに対する前縁からスロート位置までの距離Ｘｓの距離比Ｘｓ／ＸＬを、Ｘｓ／ＸＬの０．４を境に前縁側翼負荷最大負担タイプ（ＦＲＯＮＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）と後縁側翼負荷最大負担タイプ（ＡＦＴ−Ｌｏａｄｅｄ形状）とに区分けするプロファイルの形状を採用するタービンノズルは、実験の結果、図９に示すように、二次流れ損失およびプロファイル損失のそれぞれを従来に較べて少なくさせることができた。
【００７３】
なお、翼ルート部および翼チップ部のそれぞれの位置では、プロファイル損失が従来に較べて本発明の方が高くなっているが、その高くなった分、二次流れ損失の低減化でカバーしている。
【００７４】
図１０は、タービンノズルと同様に、前縁側に翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を位置させ、後縁側に翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを位置させたプロファイルの形状を採用したタービン動翼の損失線図である。
【００７５】
図１０から、タービン動翼は、翼ルート部および翼チップ部で二次流れ損失を従来に較べて少なくさせることができ、また、翼高さ中央部でプロファイル損失を従来に較べて少なくさせることができた。
【図面の簡単な説明】
【００７６】
【図１】本発明に係るタービン翼列の実施形態を示す概念図。
【図２】本発明に係るタービン翼列における翼腹側および翼背側のそれぞれの圧力分布を示す翼面圧力圧線図。
【図３】翼ルート部、翼高さ中央部、翼チップ部の各位置における本発明に係るタービン翼列におけるプロファイルの形状と従来のプロファイルの形状とを比較した図。
【図４】本発明に係るタービン翼列におけるプロファイルの損失を説明する際、プロファイルを座標化した図。
【図５】本発明に係るタービン翼列におけるプロファイル損失を示すプロファイル損失線図。
【図６】本発明に係るタービン翼列におけるプロファイルの二次流れを示す二次流れ損失線図。
【図７】本発明に係るタービン翼列におけるプロファイルのスロートの面積に対する任意の位置での翼間流路面積の面積比を示す翼間流路面積比分布線図。
【図８】翼高さ中央部翼負荷最大負担領域を前縁側に位置させ、翼ルート部翼負荷最大負担領域および翼チップ部翼負荷最大負担領域のそれぞれを後縁側に位置させたプロファイルを本発明に係るタービンノズルに適用したときの翼高さ方向における翼背側全距離に対する前縁からスロート位置までの距離との距離比を示す距離分布線図。
【図９】本発明に係るタービンノズルの二次流れ損失およびプロファイル損失と従来の二次流れ損失およびプロファイル損失とを比較した損失線図。
【図１０】本発明に係るタービン動翼の二次流れ損失およびプロファイル損失と従来の二次流れ損失およびプロファイル損失とを比較した損失線図。
【図１１】従来のタービン翼列を示す概念図。
【図１２】従来のタービンノズルの二次流れ損失およびプロファイル損失を示す損失線図。
【図１３】従来のタービン動翼の二次流れ損失およびプロファイル損失を示す損失線図。
【図１４】従来のタービン翼列において、翼腹側の圧力分布と翼背側の圧力分布とを示す翼面圧力分布線図。
【図１５】翼間流路に蒸気が流れる際、二次流れ損失が発生するメカニズムを説明する図。
【符号の説明】
【００７７】
１  タービンノズル
２  タービン動翼
３  タービン段落
４  タービンロータ
５  ノズル翼
６  ダイアフラム外輪
７  ダイアフラム内輪
８  翼ルート部
９  タービンディスク
１０  翼チップ部
１１  シュラウド
１２ａ，１２ｂ  翼
１３  翼背側
１４  翼腹側
１５  流路
１６  タービンノズル
１７  タービン動翼
１８  タービン段落
１９  ノズル翼
２０  ダイアフラム外輪
２１  ダイアフラム内輪
２２  翼ルート部
２３  タービンロータ
２４  タービンディスク
２５  翼チップ部
２６  シュラウド
２７ａ，２７ｂ  翼
２８  翼背側
２９  翼腹側
３０  流路
【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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