(57)【要約】【課題】蒸気タービンが低体積条件で作動しているとき、特に始動および低負荷条件時に、蒸気タービンにおける流れの不安定性を制御するための構成部を提供する。【解決手段】静翼支持体（１）によって囲まれた動翼（２）が回転する蒸気タービンの最終段の構成部（１０）であって、複数の通路（２０）が、流体が通路（２０）から動翼（２）の上流側に吹き付けられるように静翼支持体（１）に配置されており、かつ蒸気タービンが低体積流量条件で作動しているとき、動翼（２）における回転流の不安定性が減じられるように、動翼（２）の回転に対して０度〜−９０度の噴射角度で動翼（２）に入射する流れを形成するように配置されている。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
静翼支持体（１）によって囲まれた動翼（２）が回転する蒸気タービンの最終段の構成部（１０）であって、複数の通路（２０）が、流体が前記通路（２０）から前記動翼（２）の上流側に吹き付けられるように前記静翼支持体（１）に配置されており、かつ前記蒸気タービンが低体積流量条件で作動しているとき、前記動翼（２）における回転流の不安定性が減じられるように、前記動翼（２）の回転に対して０度〜−９０度の噴射角度で前記動翼（２）に入射する流れを形成するように配置されていることを特徴とする、構成部（１０）。
【請求項２】
前記通路（２０）は、前記動翼（２）の基部から先端に関して、前記最終段動翼（２）の高さの約８０％の位置に向けて流体を吹き付けるように構成かつ配置されている、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項３】
前記複数の通路（２０）は、前記静翼支持体（１）において周方向に等間隔に配置されている、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項４】
前記静翼支持体（１）において周方向に等間隔に配置されている前記複数の通路（２０）の数が８である、請求項３記載の構成部（１０）。
【請求項５】
前記静翼支持体（１）において周方向に等間隔に配置されている前記複数の通路（２０）の数が１２である、請求項３記載の構成部（１０）。
【請求項６】
前記通路（２０）は、前記静翼支持体（１）における周方向範囲が広がるように、周方向に形成されている、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項７】
前記噴射角度は、−４５度〜−７５度の範囲である、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項８】
前記噴射角度は、約−６０度である、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項９】
前記通路（２０）から噴射される前記流れは、前記動翼（２）と前記静翼支持体（１）とを通って循環する主流流れの最大１０％である、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項１０】
前記通路（２０）から噴射される前記流れは、前記動翼（２）と前記静翼支持体（１）とを通って循環する前記主流流れの約１０％である、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項１１】
前記通路（２０）から吹き付けられる前記流体は蒸気である、請求項１記載の構成部（１０）。
【請求項１２】
請求項１から１０までのいずれか１項記載の最終段構成部（１０）を備えた、蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、蒸気タービンが低体積流量条件で動作しているとき、特に始動および低負荷条件時に、最終段動翼における回転流の不安定性を制御するための、蒸気タービンにおける最終段の構成部に関する。
【背景技術】
【０００２】
失速は、流れを受ける断面に作用する負荷の急激な減少に基づいた周知の現象である。蒸気タービンでは、失速現象によって、動翼、特に最終段動翼において、回転流の不安定性が引き起こされる。
【０００３】
蒸気タービンにおいて、始動および低負荷条件時（設計質量流量の最大約１０％）に、流れ構造は、特に蒸気タービンの低圧段において非常に乱れており、この流れは、動翼において半径方向外向きの遠心力を受け、かつ静翼において半径方向内向きの遠心力を受ける。低負荷条件においては、大流量が最終段動翼に入射し、それによって、動翼表面からの流れの剥離と流れの不安定性とを引き起こすことがある。この不安定性は、通常、翼の回転速度の約２分の１の速度で回転している際に見られる。このとき、流れ場には、大きな渦環構造も形成されている。この回転不安定性は、動翼の固有振動数と結びつき、望ましくない振動効果を発生させることがある。
【０００４】
従来技術において周知であるいくつかの解決策では、最終段の低圧通路をなくし、多くは多孔板を備えている新設計の部分と置き換えることによって、この問題を最小限に抑えている。しかし、蒸気タービンの効率は著しく損なわれ、かつ非常にコストがかかる。さらに、回転流の不安定性が上流側に移動し、蒸気タービンの別の段が機能しなくなる可能性がある。
【０００５】
本発明は、これらの問題を解消することを指向としている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、蒸気タービンが低体積条件で作動しているとき、特に始動および低負荷条件時に、蒸気タービンにおける流れの不安定性を制御するための構成部に関する。本発明の構成部は、蒸気タービンの低圧段の最終段静翼支持体に配置された複数の通路を備えている。これらの通路は、静翼支持体の所定の位置に配置されている。これらの通路から流体が動翼に吹き付けられ、その動翼における回転流の不安定性に反作用する。通路の数およびその所定の位置は、吹き付けられた流体が動翼に向けられ、かつ励振を防ぐように形成されている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の１つの実施の形態によれば、通路は、各通路の周方向範囲を広げるために、周方向に形成されている。
【０００８】
通路から動翼に吹き付けられた流体は、動翼に入射する旋回噴射角度が、０度〜−９０度の角度を形成するようになっている。正の角度は、タービンロータの回転方向を向いており、０度は軸方向を向いている。軸方向／半径方向平面では、噴流は、外側流れ境界から下方に向けられている。
【０００９】
本発明の構成部によって、動翼振動をほぼ完全になくすことができる。
【００１０】
本発明の上述した目的および多くの付随する利点は、添付の図面とともに以下の詳細な説明を参照することによってより良く理解することで、より容易に理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】蒸気タービンにおける低流量の特徴を示した図である。貫流の半径方向移動が、発生している再循環領域とともに示されている。
【図２】通路が、設けられた各通路に関して、流れ範囲が大きくなるように周方向に形成されている、本発明の実施の形態の図である。
【図３】タービンが低体積条件で作動しているときに蒸気タービンの最終段動翼における流れの不安定性を制御するための、本発明による構成部の模式図である。
【図４ａ】部分速度および振動振幅と体積流量との関係への、旋回噴射角度の影響を示した図である。
【図４ｂ】部分速度および振動振幅と体積流量との関係への、旋回噴射角度の影響を示した図である。
【図４ｃ】部分速度および振動振幅と体積流量との関係への、旋回噴射角度の影響を示した図である。
【図５】質量流量の吹き付けによる動的翼応力への影響を示した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
本発明は、タービンが低体積条件で作動しているとき、特に始動および低負荷条件時に、蒸気タービンの最終段動翼２における流れの不安定性を制御するための構成部１０に関する。構成部１０は、複数の通路２０が、蒸気タービンの最終段の静翼支持体１に配置されるように構成されており、これらの通路２０は、静翼支持体１の周方向の所定の位置に配置されている。これらの通路２０から流体が動翼２に吹き付けられる。通路２０の数およびその所定の位置は、通路２０から吹き付けられた流体が動翼２に向けられ、最終段動翼２において望ましくない振動効果を発生させる、最終段動翼２における回転安定性の問題を防ぐように規定されている。
【００１３】
図１は、始動および低負荷条件時（設計質量流量の最大約１０％）における、最終段の低圧の静翼支持体１における流れパターンを示しており、流れ構造が非常に乱れていることを示している。静翼支持体１における貫流は、図１に示されているとおり、波形であり、大きな渦環構造３０を形成している。最終段の低圧の静翼支持体１は、実際にはラジアルポンプとして機能しており、正味エネルギがその段に投入されている。周知の従来技術によれば、１つの解決策は、排気ディフューザに噴射される水噴霧を使用して、排気ケーシングの静翼支持体壁部と最終段翼とを冷却することである。しかし、この解決策が、信頼性があるとは分かっていない。
【００１４】
本発明の構成部１０の目的は、蒸気タービンの始動および低負荷条件時に、最終段動翼２における回転流の不安定性をなくすように通路２０を設計することである。
【００１５】
最終段動翼２の上流側における通路２０の位置は、噴射流が、最終段静翼支持体１を通って、翼の基部から先端まで測定した場合に最終段翼の高さの約８０％の位置に向かい、動翼２の先端領域の上流側に通常形成される渦環３０に吹き付けられるようになっている。
【００１６】
図４ａ〜図４ｃの一連の図は、負の噴射角度の場合、共振がなく、より安定かつ一定の剥離流になるという驚くべき効果を示す一連の試験を示している。試験は、３分の１の縮尺模型の低圧蒸気タービンで、質量流量および復水器圧力の範囲にわたって実施した。試験時に、最終段翼の表面に配置したひずみゲージを使用して最終段翼応力を測定した。この測定の結果を、図４ａ〜図４ｃにおいて、振動振幅を示す線として示している。
【００１７】
翼の振動を引き起こし得る回転事象の形成を検出するために、マイクロホンとして機能する追加の動的圧力センサを流れのなかに追加的に配置した。部分速度に転換することができる周波数を圧力信号から測定し、それを球体として図４ａ〜図４ｃに示した。次いで、圧力センサからの振幅を図４ａ〜図４ｃで使用して、各グラフにおける灰色の球体のサイズを規定した。
【００１８】
次いで、図４ａに示される＋６０度での噴射のケース、図４ｂに示される噴射なしのケースおよび図４ｃに示される−６０度での噴射のケースのそれぞれに関して、部分速度および振動振幅と体積流量との関係のグラフを作成した。体積流量は、最終段を出る平均軸方向流速を翼根元部の速度で割ったものとして規定されている。
【００１９】
それぞれのケースにおいて、測定された高い振動振幅事象は、高い動的圧力振幅およびその周波数散乱の損失と一致することが分かった。＋６０度における噴射は、図４ａに示されるとおり、図４ｂに示される噴射なしのケースと比べると、振動振幅を悪化させているように思われる。−６０度の噴射角度では、図４ｃに示されるように、翼振動をなくすことができた。図５にさらに示されるように、負の噴射率には、非常に浅い噴射角度であっても、相対的な動的応力を減少させるプラスの効果がある。
【００２０】
実施の形態によれば、通路２０から噴射した好ましくは蒸気である流体は、動翼２に入射する噴射角度が、０度〜−９０度の角度を形成するようになっており、負の角度は、タービンロータの回転方向とは反対方向を向いている。本発明の別の実施の形態によれば、好ましい噴射角度の範囲は−４５度〜−７５度であり、最も好ましい噴射角度は−６０度である。本発明のまた別の実施の形態によれば、通路２０から噴射される流れは、主流流れの最大１０％である。
【００２１】
動翼２の数に関連した通路２０の数は、回転事象が十分安定するように設定されている。所与の試験結果の場合、１２個の通路が使用されている。本発明の別の実施の形態によれば、十分な安定化を得るために、異なる数の通路を使用してもよい。
【００２２】
本発明の実施の形態では、通路は周方向で等間隔に配置されている。別の実施の形態では、通路は、性能の向上のためまたは実用上の配慮から、周方向に不均等な間隔で配置されている。
【００２３】
噴射角度と同様に、動翼２に吹き付けられる流体の速度も重要である。
【００２４】
そのため、以下のパラメータが、本発明の構成部１０の性能に影響する。そのパラメータとは、通路２０から吹き付けられる流体の軌道長さをできるだけ短く維持することと、噴射された流体の速度をできるだけ速く維持することと、静翼支持体１の通路２０の周方向範囲を最大化することである。
【００２５】
上述のパラメータを量るのは難しい。そのため、異なる最適な絶対噴射角が存在し、個別ケースごとに計算する必要がある。
【００２６】
本発明の１つの実施の形態によれば、通路２０は、図２に示されるように、静翼支持体１において周方向範囲を広げるために周方向に形成されている。
【００２７】
本発明の構成部１０によって、動翼２の振動と動翼２の重大な共振とが大幅に最小化される。さらに、回転流の不安定性を制御するために通路２０を使用することによって、流れ不安定性の回転問題を制御する手段が形成され、かつ設計全負荷条件において効率の損失を引き起こさない。
【００２８】
本発明は、好ましい実施の形態と関連して全体を記載したが、変形をその範囲内で導入してもよく、その範囲は、実施の形態によって限定されているとは見なされず、以下の請求項の内容によって限定されるということが明らかである。
【符号の説明】
【００２９】
１  最終段静翼支持体
２  動翼
１０  流れの不安定性を制御するための構成部
２０  通路
３０  静翼支持体における渦環
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図５】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図４ｃ】
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【外国語明細書】
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