(57)【要約】【課題】湿り蒸気が超音速流入する蒸気タービン動翼翼列において、動翼上流側の衝撃波に起因する動翼の振動発生ポテンシャルを低減すること。【解決手段】作動流体の流入マッハ数が1.0を超える領域を翼高さ方向に有するタービン動翼１において、当該領域における翼型１０の圧力面１３上に設けられた凹部１４を備え、当該凹部は、前記圧力面側で前記動翼に隣接する他の動翼との距離が最小となる圧力面スロート位置１６よりも前縁３３側に位置させる。【選択図】  図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
作動流体の流入マッハ数が1.0を超える領域を翼高さ方向に有するタービン動翼であって、
当該領域における前記動翼の翼型の圧力面上に設けられた凹部を備え、
当該凹部は、前記圧力面側で前記動翼に隣接する他の動翼との距離が最小となる圧力面スロート位置よりも前記動翼の前縁側に位置することを特徴とするタービン動翼。
【請求項２】
請求項１に記載のタービン動翼において、
前記凹部が設けられた翼高さ位置における前記動翼の翼型は、前記凹部に一端を有し、当該凹部から前記圧力面スロート位置までの間に他端を有する直線部を備えることを特徴とするタービン動翼。
【請求項３】
請求項２に記載のタービン動翼において、
前記動翼の負圧面側で当該動翼に隣接する更に他の動翼との距離が最小となる負圧面スロート位置は、前記動翼の前縁側における先端部に形成されることを特徴とするタービン動翼。
【請求項４】
請求項３に記載のタービン動翼において、
前記先端部は、前記動翼の翼型の前縁側半部における最大翼厚を直径とする円を当該翼型の前縁に接するように描いたとき、当該円に内包される範囲であることを特徴とするタービン動翼。
【請求項５】
請求項１に記載のタービン動翼において、
前記凹部は、前記他の動翼の前縁部より上流側に衝撃波を発生するように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項６】
請求項１に記載のタービン動翼を備えることを特徴とするタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービン動翼およびそれを用いたタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
一般に、蒸気タービンは静翼と動翼で構成される段落をタービンロータの軸方向に複数段有しており、蒸気タービンの下流には排気室が設置されている。蒸気タービンを通過する作動蒸気（作動流体）は、絞り流路を形成する静翼で加速して運動エネルギーを増し、当該静翼に後続する動翼で当該運動エネルギーを回転運動に変換することにより動力を発生させている。
【０００３】
このような蒸気タービンにおいて、低圧タービン最終段のタービン翼長を増加すると、流路有効面積が大きくなり、蒸気の運動エネルギーが減少する。これにより、発電に利用されずに放出される運動エネルギーが減少してタービン効率が向上する。そのため昨今の蒸気タービンでは、動翼翼長の延伸が図られている。翼長を増加すると動翼周速が増加するため、動翼への蒸気の流入速度が音速を超えるもの、すなわち流入マッハ数が１を超える動翼もある。
【０００４】
蒸気の流入速度が音速を超えると、翼先端の上流側に衝撃波が発生する流れとなり、衝撃波損失によって却ってタービン効率が低下するおそれもある。長翼先端の流入マッハ数が１程度（例えば1.0〜1.1）であれば、翼上流に発生する衝撃波も弱く、遷音速翼型を採用しても、タービン効率の低下量は小さい。しかし、長翼先端の流入マッハ数が１を越える（例えば1.1〜）タービン翼型に関しては、入口部が、翼間最小流路幅となり、さらに先鋭・等翼厚の超音速翼型の採用が提案されている（特開２０１３−０３２７７２号公報、Stuer, H et al.：GT2005-68746 Aerodynamic Concept for Very Large Steam Turbine Last Stages：Proceedings of the ASME Turbo Expo 2005：USA）。
【０００５】
また、衝撃波損失を低減する手法として、例えば、動翼に流入する流れのフローパターンを制御することによって、動翼への流入速度の上昇を抑制する手法などが考案されている（特開２００７−１２７１３２号公報）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開２０１３−０３２７７２号公報
【特許文献２】特開２００７−１２７１３２号公報
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】Stuer, H et al.：GT2005-68746 Aerodynamic Concept for Very Large Steam Turbine Last Stages：Proceedings of the ASME Turbo Expo 2005：USA
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
近年、長翼化した動翼では超音速翼型の採用が不可避になりつつある。蒸気が超音速で流入する場合、翼の上流には衝撃波が発生するが、翼前縁部が先鋭に形成された超音速翼では、翼上流の衝撃波は、その先鋭な翼前縁に付着するため、翼下流側に向かう斜め衝撃波を形成する。
【０００９】
ところで、蒸気タービンの低圧タービン最終段の作動蒸気は湿り蒸気であり、静翼表面には液膜が形成される。当該液膜（液滴）は静翼の後端から放出され、当該静翼から流出する蒸気により加速・細分化され、当該静翼の下流側に設置された動翼の先端に衝突する。動翼先端は、この液滴の衝突により壊食・損傷なきように設計されており、例えば、壊食に対して翼母材強度が不足するようであれば、翼前縁部に耐壊食性の高い強固なシールド材が適用される。しかしながら、液滴衝突による壊食を完璧に防ぐことは難しく、ある程度壊食が進んでも破壊に至らないように動翼は設計されている。
【００１０】
超音速翼の先鋭な前縁部は、上記した液滴衝突による壊食が進むと、鈍頭形状へ変形する。超音速流が鈍頭形状の翼前縁部に衝突すると、超音速翼型の前縁から離脱した位置に衝撃波が形成される。この離脱衝撃波は、斜め衝撃波と比較して、作動蒸気流れ方向に対して更に鉛直方向に形成される。そのため、タービン周方向における負圧面側で隣接する他の動翼（隣接翼）の圧力面側の境界層と離脱衝撃波が干渉することで流れ場が不安定になり、当該隣接翼から蒸気流れが剥離するポテンシャルが高くなる。衝撃波と境界層の干渉により翼面に接する衝撃波のパターンが非定常的に変化すると、作動蒸気が翼に与える流体力（翼力）も非定常的に変化し、翼振動が発生する可能性がある。翼の振動特性によっては、翼振動が自励的に増幅される可能性もあるが、翼前縁部の軽微な損傷であれば、この自励振動は抑制されるように設計されている。しかしながら、不測の事態に備え、このような翼振動ポテンシャルは可能な限り低減することが望ましい。
【００１１】
そこで、本発明の目的は、作動流体が超音速流入するタービン動翼において、当該動翼上流側の衝撃波に起因する隣接動翼の翼力変動ポテンシャルを低減することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は上記課題を解決する手段を複数含んでいるが、その一例を挙げるならば、作動流体の流入マッハ数が1.0を超える領域を翼高さ方向に有するタービン動翼において、作動流体の流入マッハ数が1.0を超える領域における当該動翼の翼型の圧力面上に凹部を設け、当該凹部を、前記圧力面側で前記動翼に隣接する他の動翼との距離が最小となる圧力面スロート位置よりも前縁側に位置させることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、作動蒸気が超音速流入する蒸気タービン動翼において、動翼上流側の衝撃波に起因する動翼の翼力変動ポテンシャルを低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】蒸気タービンの低圧タービン最終段落に適用されるタービン動翼の斜視図。
【図２】本発明の実施の形態に係る参考例のタービン動翼の先端部における超音速翼型を示す図。
【図３】図２に示したタービン動翼が液滴によって壊食に至った超音速翼型の状態を示した図。
【図４】本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼のタービン径方向外側における超音速翼型を示す図。
【図５】本発明の第１の実施の形態に係る超音速翼型の前縁部の拡大図。
【図６】本発明の第１の実施の形態に係る超音速翼型の凹部およびその近傍の一例の模式図。
【図７】部分翼面１３ｂを直線部に代えて、圧力面スロート位置で極大となる顕著な凸状の曲線で形成した場合の説明図。
【図８】本発明の第２の実施の形態に係るタービン動翼のタービン径方向外側における超音速翼型を示す図。
【図９】図８に示した翼型の凹部およびその近傍の一例の模式図。
【図１０】本発明の実施の形態に係る超音速翼型の凹部およびその近傍についての他の一例の模式図。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
まず、本発明の各実施の形態を説明する前に、本発明の各実施の形態に係るタービン翼に含まれる主な特徴について説明する。
【００１６】
（１）後述する本発明の実施の形態に係るタービン翼は、作動流体の流入マッハ数が1.0を超える領域を翼高さ方向に有するタービン動翼であり、当該領域における前記動翼の翼型の圧力面（正圧面）上に設けられた凹部を備え、当該凹部は、前記圧力面側で前記動翼に隣接する他の動翼との距離が最小となる圧力面スロート位置よりも前記動翼の前縁側に位置するものとする。
【００１７】
このように動翼の圧力面に凹部を設けると、当該動翼の圧力面側で隣接する他の動翼の前縁よりも上流側の位置に意図的に衝撃波を発生させることができる。これにより当該他の翼の前縁部が鈍頭形状に変形しても当該前縁部に離脱衝撃波が形成されることが回避でき、当該離脱衝撃波が前記動翼の圧力面の非定常な位置に衝突したり、当該離脱衝撃波と前記動翼の圧力面側の境界層の干渉による剥離域の非定常変化により翼力変動が発生したりすることがなくなるので、前記動翼の振動発生ポテンシャルを低減することができる。
【００１８】
（２）上記（１）において、前記凹部が設けられた翼高さ位置における前記動翼の翼型は、前記凹部に一端を有し、当該凹部から前記圧力面スロート位置までの間に他端を有する直線部を備えることが好ましい。
【００１９】
上記（２）における直線部は、前記凹部から前記圧力面スロート位置までの区間に位置することになる。当該区間に顕著な凸状の曲面（凸部）を形成すると、当該曲面部で流れが加速して膨張波が発生し、当該他の動翼への流入蒸気が超音速となり、前記他の動翼の前縁部に衝撃波が発生することがある。また、当該区間に凹状の曲面（凹部）を形成すると、スロート長さが短くなり十分な流量を確保できなくなることがある。しかし、当該区間に直線部を設けると、流れの加速が抑制されて前記他の動翼の前縁部に衝撃波が発生する可能性をさらに低減できるとともに、適切なスロート長さを確保でき十分な流量を確保できる。
【００２０】
（３）上記（１）または（２）において、前記動翼の負圧面側で当該動翼に隣接する更に他の動翼との距離が最小となる負圧面スロート位置は、前記動翼の前縁側における先端部に形成することが好ましい。
【００２１】
上記（１）のように凹部を形成した複数の動翼をタービン周方向に配列して動翼段を形成すると、タービン周方向で隣接する動翼の凹部が機能することで各動翼の前縁部への蒸気流入速度は亜音速となるが、翼後縁（翼出口）は超音速となるため、負圧面スロート位置から翼後縁（翼出口）までの間に作動蒸気を一気に加速させる必要がある。そこで、上記（３）のように動翼の前縁側における先端部に負圧面スロート位置を形成すると、当該負圧面スロート位置から上流側の流路距離が短くなる一方で、当該負圧面スロート位置から後縁に至るまでの流路距離を長く確保することができるので、均一な超音速の流出流れ場を作りやすくなる。これにより、従来の超音速翼型よりも鈍頭化しても性能が低下することがなく、強度信頼性を向上できる。
【００２２】
なお、上記（３）における「前記動翼の前縁側における先端部」とは、前記動翼の翼型の前縁側半部（例えば、動翼のキャンバーラインに直交する面で翼型を前縁側と後縁側で半分にしたとき、当該前縁側の半分に相当する部分）における最大翼厚を直径とする円を当該翼型の前縁に接するように描いたとき、当該円に内包される範囲であることであるものとする。
【００２３】
以下、本発明の各実施の形態について図面を用いて具体的に説明する。なお、各図面において同等の機能を有する部分には同一の符号を付し、繰り返しの説明を省略することがある。
【００２４】
＜第１の実施の形態＞
図１は蒸気タービンの低圧タービン最終段落に適用されるタービン動翼の斜視図であり、この図に示されたタービン動翼の概略構成は本実施の形態だけでなく他の実施の形態と共通している。なお、図１では、ロータ周方向に複数固定された動翼列の一部を抜き出して図示している。
【００２５】
この図に示す動翼１は、主な構成要素として、翼根元から翼先端にわたってねじれた翼部２と、翼部２の先端部（翼先端部）に取り付けられたインテグラルカバー部３と、翼部２の中間部（翼中間部）において翼背側に突出したタイボス４と、蒸気タービンのディスク部６に固定されて翼部２を支持するプラットフォーム５を備えている。
【００２６】
プラットフォーム５においてタービン径方向の外側に位置する面（外周面）は、ロータの周囲に形成される略環状の蒸気流路を流れる蒸気（作動流体）が接触する面であり、当該環状流路においてタービン径方向の内側の流路壁面を形成している。図１中におけるプラットフォーム５の下部（タービン径方向内側）には、動翼１をロータに嵌合するための植込み部７が形成されている。
【００２７】
ロータのディスク部６には、動翼１の植込み部７を嵌め合わせて、動翼１をディスク部６（ロータ）に固定させるためのディスク溝８がロータ周方向に複数形成されている。ディスク溝８は、ディスク部６のタービン軸方向における一方の端面側から他方の端面側に向かって所定の方向に沿って真っ直ぐ切られた溝である。ディスク部６に溝８を設ける際の当該所定の方向としては、例えば、タービン軸方向に平行な直線や、当該直線をタービン周方向に傾斜させた直線がある。
【００２８】
動翼１の植込み部７をディスク溝８に挿入し、動翼１とロータを係合する。ロータ回転時に動翼１に作用する遠心力はロータに支えられる。ロータの回転数の上昇に伴い、翼部２には、翼根元（プラットフォーム５側）から翼先端（インテグラルカバー部３側）に向かって遠心力が作用する。翼部２がねじれて形成されているため、遠心力によって、翼部２にアンツイストが発生する。アンツイストによる、翼の捩じり戻りのために、インテグラルカバー部３およびタイボス４は、それぞれ隣接する動翼１のインテグラルカバー部３およびタイボス４と連結する構造となっている。例えば、図１に示した３つの動翼１のうち中央の動翼１は、タービン周方向の両側に隣接する２つの動翼１とそれぞれインテグラルカバー３およびタイボス４で連結されている。
【００２９】
図２は、本発明の実施の形態に係る参考例のタービン動翼の先端部における翼断面（超音速翼型）を示す図である。この図に示した動翼の翼型９は、作動蒸気（作動流体）の動翼への流入速度が超音速（すなわち、流入速度と音速の比である「流入マッハ数」が1.0を超える流入速度）となる領域に用いられる超音速翼型で形成されている。なお、後に出てくる翼型を示す他の図（例えば、図３，４）は、図２と同様に流入速度が超音速となる領域の翼型（超音速翼型）を示している。
【００３０】
以下において、「前縁」という語は翼または翼型における最上流側に位置する「点」を示す意味で用い、「前縁部」という語は翼または翼型における前縁近傍の領域を示す意味で用いるものとする。
【００３１】
超音速翼型９は翼前縁部が先鋭に形成されている点が特徴であり、このように先鋭な翼前縁部２１を有する動翼（超音速翼）に超音速で蒸気が流入すると、図２に示したように当該動翼の上流側（前縁側）に衝撃波１７が発生する。翼列上流の衝撃波１７は、翼前縁部２１の先端に付着し、作動蒸気の流れ方向における下流側に向かって斜め衝撃波を形成する。
【００３２】
超音速翼型９の圧力面１３は、先鋭な翼前縁部より下流側において略直線状に延びており、その後、直線進行方向（蒸気流入方向）から斜め左方向に折れ曲がるように形成されており、圧力面１３を全体でみるとタービン軸方向の上流側に向かって突き出した凸形状となっている。なお、図２に示した翼型９の圧力面１３は途中で折れ曲がる凸形状を有するが、前縁から後縁までほぼ直線状の圧力面を有する超音速翼型もある。
【００３３】
図３は、図２に示したタービン動翼が液滴によって壊食に至った超音速翼型９Ａの状態を示した図である。作動蒸気が湿り蒸気である低圧タービンの最終段落では、静翼から放出された液滴が蒸気流に乗って動翼前縁部に衝突する。液滴の衝突によって壊食に至った超音速翼型９Ａの先端部（前縁部２１Ａ）は、図２の先鋭形状から徐々に図３の鈍頭形状となる。鈍頭形状の翼前縁部２１Ａに超音速流が衝突すると、図３に示すように、翼型９Ａの前縁部２１Ａの先端から離脱した衝撃波（離脱衝撃波）１７Ａが形成される。
【００３４】
離脱衝撃波１７Ａは、図２の斜め衝撃波１７よりも、作動蒸気の流れ方向に対して鉛直に近づくように形成される。そのため、図３において破線で囲んだ円Ａ内に示したように、負圧面１２側で隣接する動翼の圧力面（正圧面）１３側の境界層と干渉し、流れ場を不安定にし易く、当該圧力面１３で流れのはく離が発生するポテンシャルが高くなる。また、翼面１３に接する衝撃波１７のパターンが非定常的に変化することにより、作動蒸気が翼に与える流体力（翼力）も非定常に変化し、翼の振動発生ポテンシャルを高める要因となる。
【００３５】
次に、本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼について説明する。図４は、本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼のタービン径方向外側における翼断面（超音速翼型）を示す図である。この図に示す超音速翼型１０は、動翼１（翼部２）の翼高さ方向（スパン方向）において作動蒸気の流入マッハ数が1.0を超える領域のものであり、当該翼型１０の圧力面１３上には、圧力面１３側で隣接する他の翼（隣接翼）との距離が最小となる圧力面１３上の位置（圧力面スロート位置１６）より上流に、斜め衝撃波１７Ｂの起点となる凹部１４が形成されている。
【００３６】
まず、翼型１０の入口形状（前縁部３１の形状）について説明する。図５は、本発明の第１の実施の形態に係る超音速翼型１０の前縁部３１の拡大図である。図５において、翼型の中央線であるキャンバーライン２０は、図５中のタービン周方向となす角が入口部に向かって小さくなるように曲がっている。つまり、キャンバーライン２０は、前縁３３に近づくほどタービン周方向に近づくように曲がっている。これは、作動流体が亜音速になると、作動流体２４の流入角２３（図５参照）がタービン周方向に近づいて小さくなり、その流入角２３の方向に前縁部３１のキャンバーライン２０の方向を一致させると損失低減を図ることができるからである。
【００３７】
また、負圧面スロート位置１５は、負圧面１２側で隣接する他の翼（隣接翼）との距離が最小となる負圧面１２上の位置であり、図５では翼型１０の前縁３３側における「先端部３２」の負圧面１２上に形成されている。なお、ここにおける「先端部３２」とは、翼型１０の前半部（例えば、キャンバーライン２０に直交する面で翼型１０を前縁３３側と後縁側で半分にしたとき、当該前縁３３側の半分に相当する部分）における最大翼厚を直径とする円２２を翼型１０の前縁３３に接するように描いたとき、当該円２２に内包される範囲のことをいうと定義する。
【００３８】
凹部１４により意図的に前縁３３の上流側で発生させた斜め衝撃波１７Ｂにより、翼前縁部３１は亜音速流入となるが、図５のように負圧面スロート位置１５を前縁３３側の先端部３２に設けると、流路距離を確保することができ、従来の超音速翼型より鈍頭化しても性能を低下させることなく、強度信頼性を向上させることができる。
【００３９】
次に翼型１０の圧力面１３側の形状について説明する。翼型１０における前縁３３側の先端部３２およびその近傍における圧力面１３は、図５に示したように、流れを加速するために流れに向かって凸形状の曲面で形成されている。この部分よりも後縁側（下流側）の圧力面１３の形状については、図６を用いて説明する。
【００４０】
図６は本発明の第１の実施の形態に係る翼型１０の凹部１４およびその近傍の一例の模式図である。なお、図６では、凹部１４の前後における圧力面１３（１３ａ，１３ｂ）の形状変化の把握を容易にするために、転向角θ（後述）を実際より大きくした模式的な表現がされている。
【００４１】
図６の圧力面１３は、先端部３２（図５参照）の後縁側から圧力面スロート位置１６までの間に位置している。この圧力面１３は、先端部３２から圧力面スロート位置１６に至る途中で、タービン回転方向とは逆方向側（図６中の下方側、また、図４中の蒸気流入方向を基準にすれば斜め右方向）に明確に折れ曲がって凹部１４を形成しており、大別して２つの角度を有する翼面から構成されている。ここでは当該折れ曲がりの前後の翼面をそれぞれ部分翼面１３ａおよび部分翼面１３ｂと称し、さらに、当該折れ曲がりの直前の部分翼面１３ａの角度と、当該折れ曲がりの直後の部分翼面１３ｂの角度の差をθとする（以下ではθを「転向角」と称することがある）。先述のように、この角度差θを有する２つの部分翼面１３ａ，１３ｂによって図６の圧力面１３上に凹部１４が形成されており、凹部１４はタービン軸方向の下流側に向かってへこんだ形状となっている。なお、部分翼面１３ａ，１３ｂの角度（延伸方向）は、一定である必要はなく、次に説明するような微小な変化や公差などは許容されるものとする。
【００４２】
部分翼面１３ａは、２つの部分翼面１３ａ，１３ｂのうち上流側に位置するものであり、先端部３２（図５）の後縁側から凹部１４の上流側の範囲の圧力面である。部分翼面１３ａの形状は、上流側（先端部３２側）から下流側（凹部１４側）に向かうにつれて曲率変化が徐々に鈍化し、部分翼面１３ｂとの接続部（下流側端部）に至るまでに直線または極緩やかな凸状の曲線になるように形成されている。
【００４３】
部分翼面１３ｂは、２つの部分翼面１３ａ，１３ｂのうち下流側に位置するものであり、凹部１４の下流側から圧力面スロート位置１６までの範囲の圧力面である。部分翼面１３ｂは、部分翼面１３ａとの接続部（凹部１４）から直線状に延びる直線部３５を有している。直線部３５は、圧力面スロート位置１６まで延ばしても良いし、圧力面スロート位置１６に至る前に終端を設けてもよい。つまり、直線部３５は、凹部１４に一端を有し、凹部１４から圧力面スロート位置１６までの間に他端を有する。圧力面スロート位置１６に至る前に直線部３５の終端を設けた場合には、直線部３５の終端から圧力面スロート位置１６までの範囲を緩やかな凸状の曲線としても良い。
【００４４】
直線部３５の作用について図７を用いて説明する。図７は、部分翼面１３ｂを直線部３５に代えて、圧力面スロート位置１６で極大となる顕著な凸状の曲線で形成した場合の説明図である。なお、図７中には発生する衝撃波のうち離脱衝撃波１７Ａのみを記載している。この図に示すように、直線部３５に係る区間を顕著な凸で形成したと仮定すると、凸部で流れが加速して膨張波１８が発生し、超音速となり、結果的に隣接翼の先端部に衝撃波１７Ａを生じさせてしまうことがある。また、反対に、直線部３５の区間を凹状の曲線となるように形成したと仮定すると、翼間の最小距離であるスロート長さが短くなり、十分な流量を確保できなくなることがある。しかし、上記のように凹部１４から圧力面スロート１６の圧力面１３に直線部３５を設けることにより、衝撃波の発生を回避すると共に、適切なスロート長さを確保できる形状を実現できる。
【００４５】
図４および図６に戻る。上記の２つの部分翼面１３ａ，１３ｂの形状は、当該２つの部分翼面１３ａ，１３ｂが形成する凹部１４を起点とする衝撃波１７Ｂ（図４参照）が圧力面１３側の隣接翼の前縁３３の上流側を通過し、かつ、衝撃波１７Ｂの下流の流れが亜音速となるように設計されている。特に、凹部１４から発生する衝撃波１７Ｂと圧力面１３のなす角度（すなわち衝撃波１７Ｂが発生する方向）と、衝撃波１７Ｂの下流における作動蒸気速度を決定する主たる要因となるのは、２つの部分翼面１３ａ，１３ｂに係る転向角θの値である。例えば、転向角θを大きくすると、衝撃波１７Ｂと圧力面１３のなす角は鉛直に近づき、衝撃波１７Ｂの下流の流速も低下する傾向がある。そのため、転向角θが数度〜十数度程度になるように凹部１４を形成することが好ましい。
【００４６】
圧力面スロート位置１６および負圧面スロート位置１５の近傍の翼面１３，１２は、凸型に形成されており、これにより膨張波を発生させ、スロート部で超音速になった流れを加速し、負圧面１２の静圧を低下させ、翼力を得る。圧力面スロート位置１６および負圧面スロート位置１５よりも下流側の正負圧面１３，１２は、流れに鉛直な流路巾が徐々に増加し、かつ、スロートで発生した膨張波と翼面の圧縮波を相殺するようにラバールノズル状に形成されている。
【００４７】
上記のように構成した本実施の形態に係るタービン動翼では、超音速翼型１０の圧力面１３上に設けた凹部１４から意図的に衝撃波１７Ｂを発生させるため、図３のように隣接翼上流側に発生する衝撃波１７Ａが圧力面１３に衝突する位置が非定常に変化したり、衝撃波１７Ａと境界層との干渉によりはく離域が非定常変化して翼力変動が生じたりしないため、動翼の振動発生ポテンシャルを低減することができ、強度、振動に対する信頼性を顕著に向上できる。
【００４８】
＜第２の実施の形態＞
図８は本発明の第２の実施の形態に係るタービン動翼のタービン径方向外側における超音速翼型１０Ａを示す図であり、図９は図８に示した翼型１０Ａの凹部１４Ａおよびその近傍の一例の模式図である。なお、図８中には発生する衝撃波のうち離脱衝撃波１７Ｂのみを記載している。
【００４９】
これらの図に示した翼型１０Ａは、転向角をθとする２つの部分翼面１３ａ，１３ｂ１によって形成される凹部１４を備えており、部分翼面１３ｂ１上に直線部３５Ａを備えている。凹部１４に係る転向角θは第１の実施の形態と同じである。
【００５０】
上記の図６および図９の例では、２つの部分翼面１３ａ，１３ｂ（１３ｂ１）を直接結合して圧力面１３を形成しており、当該２つの部分翼面１３ａ，１３ｂ（１３ｂ１）の結合部（凹部１４において最もへこんだ部分）が先鋭な形状になっており、翼面の沿った流れは、凹部１４で流れ方向が不連続に転向し、その凹部から、衝撃波が発生していた。
【００５１】
本実施の形態の凹部１４は、図１０に示すように２つの部分翼面１３ａ，１３ｂ１を滑らかな曲線で形成されている。流れが曲線に沿って穏やかに転向するため、流れの転向にともない、衝撃波は生じず、圧縮波１９が幾本か形成される。この場合、凹部１４上に縮波１９は、凹部１４から主流部にかけて集合し、最終的に同様の衝撃波１７Ｂとなるが、圧縮波に伴う流れの転向は、衝撃波に伴う流れの転向と比較して熱力学的な損失を低減できる利点がある。
【００５２】
また、上述の各実施の形態では、低圧タービンの最終段落の翼型に本発明を適用した場合について説明したが、最終段落よりも上流側の段落であっても、外周端に流入する蒸気の音速でもって動翼の入口外周部の回転周速を除した動翼外周端周速マッハ数が１.０を超える段落であれば、本発明の適用が可能であり、同等の効果が得られる。
【００５３】
ところで、本発明は、上記の実施の形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲内の様々な変形例が含まれる。例えば、本発明は、上記の実施の形態で説明した全ての構成を備えるものに限定されず、その構成の一部を削除したものも含まれる。また、ある実施の形態に係る構成の一部を、他の実施の形態に係る構成に追加又は置換することが可能である。
【符号の説明】
【００５４】
１…動翼、２…翼部、３…インテグラルカバー部、４…タイボス、５…プラットフォーム、６…ディスク部、７…植込み部、８…溝、９…超音速翼型（参考例）、１０…超音速翼型（本発明）、１２…負圧面、１３…圧力面、１３ａ，１３ｂ…部分翼面、１４…凹部、１５…負圧面スロート位置、１６…圧力面スロート位置、１７…衝撃波、１８…膨張波、１９…圧縮波、２０…キャンバーライン、２１…翼前縁部、２２…円。２３…流入角、２４…作動流体、３１…前縁部、３２…先端部、３３…前縁、３５…直線部、θ…転向角（角度差）
【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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