(57)【要約】【課題】  翼の信頼性を損なわずに、翼の前縁近傍に発達する馬蹄形渦を効果的に除去することにより、馬蹄形渦に誘発されて発達する翼列内部の二次流れを抑制し、二次流れに起因した二次流れ損失を低減することができる軸流タービンを提供する。【解決手段】  静翼もしくは動翼の翼端の壁面の翼前縁の上流側近傍に設けられた抽気孔と、該抽気孔から翼の下流側へ貫通した抽気流路を有する。上流側近傍に設けられた抽気孔は、好ましは、翼の前縁直径をＤとした場合、翼の前縁から上流側へ前縁直径Ｄと同じ距離の範囲に抽気孔の殆どが位置するように開孔されている。【選択図】図１
2015010568.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
静翼と動翼によりタービン段落が構成され、
前記静翼と前記動翼の一方または両方の翼の翼端の壁面の翼前縁の上流側近傍に開孔する抽気孔と、前記壁面内に形成され、前記抽気孔から前記翼の下流側へ貫通した抽気流路を有することを特徴とする軸流タービン。
【請求項２】
請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼前縁の上流側近傍に開孔する抽気孔は、前記翼の前縁直径をＤとした際、前記翼前縁から上流側へ前縁直径Ｄと同じ距離の範囲に、抽気孔の少なくとも一部が開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項３】
請求項２に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼前縁の上流側近傍に開孔する抽気孔は、前記翼前縁から上流側へ前縁直径Ｄと同じ距離の範囲に、抽気孔の殆どが開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項４】
請求項３に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼前縁の上流側近傍に開孔する抽気孔は、前記翼前縁の上流側から見た幅が、前記前縁直径Ｄをカバーするように開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項５】
請求項４に記載の軸流タービンにおいて、
前記抽気流路は、タービンロータの回転軸方向に対して前記翼の出口角と同じ方向に傾斜させて開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項６】
請求項５に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼前縁の上流側近傍に開孔する抽気孔は、前記翼前縁を取り囲む略円弧状に開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項７】
請求項６に記載の軸流タービンにおいて、
前記抽気流路の途中に、流量を調整可能な絞り機構が設けられていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項８】
請求項７において、
前記抽気流路が形成される壁面が分割されており、前記分割された面にシール機構を有することを特徴とする軸流タービン。
【請求項９】
請求項１〜８に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼の周方向の翼間で、前記壁面の前記翼の正圧面近傍に開孔する抽流孔を有し、前記正圧面近傍に開孔する抽流孔は前記抽気流路に連通することを特徴とする軸流タービン。
【請求項１０】
請求項１〜８に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼の周方向の翼間で、前記壁面の前記翼の正圧面近傍に開孔する抽流孔と、前記壁面内に形成され、前記正圧面近傍に開孔する抽気孔から前記翼の下流側へ貫通した抽気流路を有することを特徴とする軸流タービン。
【請求項１１】
請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
前記抽気流路は、タービンロータの回転軸方向に対して前記翼の出口角と同じ方向に傾斜させて開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項１２】
請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
前記翼前縁の上流側近傍に開孔する抽気孔は、前記翼前縁を取り囲む略円弧状に開孔されていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項１３】
請求項１に記載の軸流タービンにおいて、
前記抽気流路の途中に、流量を調整可能な絞り機構が設けられていることを特徴とする軸流タービン。
【請求項１４】
請求項１において、
前記抽気流路が形成される壁面が分割されており、前記分割された面にシール機構を有す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、発電プラントのガスタービンや蒸気タービンなどに用いられる軸流タービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、発電プラントの発電効率向上のため、タービン性能の更なる向上が強く求められている。タービン性能には、タービンの段落損失、排気損失、機械損失などが関わるが、そのうち段落損失を低減することが最も効果的と考えられている。段落損失には様々なものが含まれるが、大きく分けて（１）翼形状そのものに起因する翼型損失、（２）主流に沿わない流れに起因する二次流れ損失、（３）作動流体が主流から外部へ漏洩することによって発生する漏れ損失、などがある。このうち、（２）の二次流れ損失は、翼の高さ方向の形状の違いや、翼と端面境界層の干渉によって生じる損失であり、単に、ある翼高さ断面の翼形状を最適化しただけでは低減できない性質を有している。
【０００３】
このような課題に対し、特許文献１では、複数の小孔を蒸気タービンの翼端前縁で壁面境界層厚さより広い範囲に分布させて設けると共に、この小孔を翼の後流側へ開孔する貫通孔へと連通させ、小孔、貫通孔を経て境界層流れを後流へ排出し、その発達を抑制することが提案されている。特許文献１によれば、このように蒸気タービン段落を構成することによって、翼端壁面で発達した境界層流れを後流側に排出することが出来、その結果、翼端前縁での馬蹄渦の生成を防止し、二次流れ渦の発達を抑制することが出来、これにより、翼列損失の低減を図り、タービン性能向上を可能とすることができると記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平１０−２１２９０２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
特許文献１では、主流の流体力や動翼の遠心力が作用する翼の根元部に小孔や貫通孔を設けている。このため、翼の断面積の低下し、これによって応力が増大し、翼の強度信頼性が低下する可能性がある。特に小孔周りの応力は、応力集中により翼の断面平均応力よりも増大するため、小孔がない場合に比べ、翼に作用する流体力や遠心力を小さくする必要がある。翼に作用する流体力や遠心力を低減することは、タービンの段数の増加につながるため、二次流れ損失の低減により単段当たりの性能が向上したとしても、蒸気タービンの全体性能としては十分な改善効果を引き出せない可能性がある。また、タービン段数を増やす代わりに、翼の断面積を増加させて翼の断面平均応力を下げた場合、翼厚み増加によるブロッケージ損失の増加が足かせとなり、小孔による抽気の損失低減の効果を打ち消す可能性がある。
【０００６】
本発明の目的は、翼の信頼性を損なわずに、翼の前縁近傍に発達する馬蹄形渦を効果的に除去することにより、馬蹄形渦に誘発されて発達する翼列内部の二次流れを抑制し、二次流れに起因した二次流れ損失を低減することができる軸流タービンを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の軸流タービンは、静翼もしくは動翼の翼端の壁面の翼前縁の上流側近傍に設けられた抽気孔と、該抽気孔から翼の下流側へ貫通した抽気流路を有することを特徴とする。
【発明の効果】
【０００８】
本発明によれば、翼の信頼性を損なわずに、翼の前縁近傍に発達する馬蹄形渦を効果的に除去することができ、馬蹄形渦に誘発されて発達する翼列内部の二次流れを抑制し、二次流れに起因した二次流れ損失を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明の一実施例の蒸気タービンの段落部の要部構造を表す断面図である。
【図２】本発明の一実施例の蒸気タービンの翼間流路を表す説明図である。
【図３】抽気孔を設けない場合の静翼翼間流れの説明図である。
【図４】本発明の一実施例の蒸気タービンの抽気孔位置の説明図である。
【図５】本発明の一実施例の蒸気タービンの抽気孔位置と渦強さの関係を表すグラフである。
【図６】本発明の一実施例の蒸気タービンの抽気孔形状の説明図である。
【図７】本発明の一実施例の蒸気タービンの抽気孔形状の説明図である。
【図８】本発明の一実施例と比較例の翼高さ方向の損失分布を表すグラフである。
【図９】本発明の他の実施例の蒸気タービンの段落部の要部構造を表す断面図である。
【図１０】本発明の他の実施例の蒸気タービンの翼間流路を表す説明図である。
【図１１】本発明の他の実施例の蒸気タービンの抽気孔の構造を表す断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
以下、本発明の実施例について、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。なお、以下の説明では、蒸気タービンを適用対象としているが、作動原理は作動媒体が異なるガスタービンであっても同様であり、本発明は、軸流タービン一般に適用することが可能である。
【実施例１】
【００１１】
以下、本発明の一実施例として、本発明を蒸気タービンの静翼に適用した例について説明する。
【００１２】
図１は、本実施例に係る蒸気タービン段落構造を示す断面図である。図１に示すように、本実施例に係る蒸気タービンのタービン段落は、ダイヤフラム外輪１とダイヤフラム内輪２との間にタービン周方向に複数枚設置された静翼３と、静翼３の蒸気流れ方向下流側（以下、単に下流側と記載する）に、タービンロータ４の周方向に複数枚設置された動翼５とから構成される。動翼５のタービン半径方向内周側（以下、単に内周側と記載する）の根元にはプラットフォーム４aが設けられ、他端の外周側の先端にはシュラウド６が設けられ、対向する静止体との間にシール構造（シールフィン）７が設けられている。
【００１３】
作動流体である蒸気主流８は、静翼３の前縁９より翼間を通過し、後縁１０から流出する。蒸気タービンは、静翼３から流出した蒸気主流８を下流側の動翼５に衝突させることで、タービンロータ４を回転させ、タービンロータ４の端部に接続する発電機（図示せず）によって回転エネルギーを電気エネルギーに変換して発電を行う。
【００１４】
次に、本実施例の抽気孔及び抽気流路について図１及び図２に基づき説明する。本実施例において、翼端の壁面（以下、単に、翼端面と称する）はダイヤフラム内輪２の静翼側の壁面である。
【００１５】
本実施例の蒸気タービンは、ダイヤフラム内輪２の翼端面の静翼前縁の上流側近傍に抽気孔３４を、静翼の正圧面近傍に抽気孔３５を有し、これらの抽気孔３４，３５がダイヤフラム内輪２内に形成された抽気流路３６を介して、静翼下流側と連通している。抽気孔３４，３５と静翼下流との差圧に応じて、抽気流路３６の途中に流量調整用の絞り機構３７を設けても良い。すなわち、差圧が大きい場合には、抽気量が多くならないように流量調整用の絞りを設ける。後述のように、本実施例では抽気孔が馬蹄形渦や流路渦の発生しやすい位置に設けられているため少ない抽気量で効果的に流れの巻き上がりを抑制することができるので、抽気量が必要以上に多くならないようにするのが望ましい。絞り機構３７を設ける場合、ダイヤフラム内輪２に抽気流路３６を形成した後に絞り機構３７が設置され、また、絞り機構３７を固定するように抑え部材３８がダイヤフラム内輪２に取り付けられる。抑え部材３８には抽気流路３６の下流側が形成されている。
【００１６】
なお、本実施例では、翼の根元部に抽気孔を設けた例について説明するが、翼の先端側、すなわち、タイヤフラム外輪１の静翼側の壁面の静翼前縁の近傍や静翼の正圧面近傍に抽気孔を設けても、同様な効果を発揮することが可能である。
【００１７】
抽気孔３４は、静翼３の前縁の上流側近傍（前縁の直上流部）に設けられている。ここで、前縁の上流側近傍とは、端面境界層と静翼の前縁部分が干渉して発生する馬蹄形渦を効果的に抑制する位置である。より具体的には、本実施例では、静翼前縁の上流側に設けられる抽気孔３４は、静翼の前縁径をそれぞれＤ１とした場合、静翼前縁より上流側への距離Ｄ１の領域に差し掛かる形で設けられている。言い換えれば、抽気孔３４は、抽気孔の一部が静翼前縁から上流側に前縁径Ｄ１と同じ長さの範囲内に位置するように設けられている。また、抽気孔３４は、抽気孔の一部が前縁部の幅方向の長さ、すなわち前縁径Ｄ１の範囲の上流に位置するように設けられている。
【００１８】
本実施例では、さらに、抽気孔３４は、静翼の前縁部を取り囲むような半月形状（略円弧形状ともいえる）で構成されおり、その幅Ｗ１は静翼の前縁径Ｄ１と同等以上になっている。言い換えれば、翼前縁の上流側から見た幅Ｗ１が、前縁径Ｄ１をカバーするように開孔されている。
【００１９】
抽気孔３５は、翼間で、静翼３の正圧面近傍に設けられている。すなわち、抽気孔３５は、翼の負圧面側よりも正圧面側に近い位置に設けられている。さらに、抽気孔３５は、正圧面にほぼ平行な形に開孔されている。
【００２０】
抽気流路３６は、タービンロータの回転軸方向に対して静翼主流の流出方向（翼の出口角）８０と同じ向きに開孔されている（図２において、タービンロータの回転軸方向に対し、図面上、静翼主流の流出方向（翼の出口角）８０と同じように下側に傾斜して開孔されている。）。言い換えれば、抽気流路３６から流出する抽気流れ３３が静翼主流と同じ周方向の速度成分をもって動翼５に流入するように抽気流路３６が開孔されている。
【００２１】
図３は、抽気孔を設けない場合のタービン静翼の翼間で発生する二次流れの模式図である。簡略化のため、ダイヤフラム外輪１および内輪２は図示を省略してある。図３に示されるように、静翼３は正圧面１２および負圧面１３を有する。蒸気主流８は、静翼３の前縁９より供給され、正圧面１２と負圧面１３との間に形成される翼間流路１４を通過し、後縁１０より流出する。蒸気主流８が翼間流路１４を通過する際、翼間で正圧面から負圧面の方向に圧力勾配が生じる。このため、正圧面１２から負圧面１３へ向かう二次流れ１５が生じる。また、端面境界層５０と前縁９が干渉して馬蹄形渦５１が発生し、翼の正圧面１２と負圧面１３に伸びる渦となる。端面上に現れる剥離線５２は、その馬蹄形渦５１によって誘起される流れの剥離線である。翼の正圧面１２の側に伸びる馬蹄形渦５１は、翼間流路内で端面境界層を巻き込みながら更に成長し、流路渦１６を形成する。また、二次流れ１５の影響を受け、負圧面１３の方へ移動する。翼の負圧面１３側に伸びる馬蹄形渦５１は、負圧面１３と干渉し、翼面上の境界層を巻き込む渦となる（図示は省略）。これらの渦および二次流れが、流体粘性による散逸につながり、損失の要因となる。
【００２２】
なお、上記説明では、翼の根元部１１に発生する二次流れを中心に説明したが、同様な現象は翼の先端部１７でも発生し、先端部１７においても大きな損失発生要因となっている。特に、アスペクト比が１.０以下となる低アスペクト比の翼列（短翼の翼列）では、翼根元１１および翼先端１７でそれぞれ発生した流路渦１６が互いに干渉し、さらに大きな損失を発生する。この流路渦１６が、二次流れ損失発生の主要因である。
【００２３】
また、図３では、静翼を中心に二次流れや渦の発生状況を説明したが、抽気孔を設けない場合の動翼に関しても、定性的には同様な傾向を示すことが知られており、前縁における馬蹄形渦や翼間における流路渦が、主要な二次流れ損失の発生源と言える。
【００２４】
次に、上述した前縁における馬蹄形渦や翼間における流路渦が、本実施例における抽気孔３４，３５及び抽気流路３６により抑制される作用について説明する。
【００２５】
図１に示されるように、本実施例では、馬蹄形渦が発生する静翼の前縁９の上流側近傍に抽気孔３４を、静翼の正圧面近傍に抽気孔３５を有し、これらの抽気孔３４，３５が抽気流路３６を介して、静翼下流側と連通している。反動型のタービンを想定した場合、翼列部分の静圧は、翼の上流から下流に向けて低下するため、抽気孔３４，３５の開口部よりも抽気流路出口の方が静圧が低い。この圧力差により、抽気孔３４，３５付近の流れ３１，３２は主流から抽気され、抽気流路３６を通って下流側への抽気流れ３３として流出される。
【００２６】
本実施例では、馬蹄形渦や流路渦の発生しやすい位置に境界層を抽気するための抽気孔３４，３５を設けているため、少ない抽気量で、流れの巻き上がりを効果的に抑制することができ、二次流れ損失を大幅に低減することができる。
【００２７】
また、抽気流路３６が静翼出口の静翼主流の流出方向８０と同じ方向に向けられて開孔されているため、抽気流れ３３の向きも静翼主流と同じ周方向の速度成分をもって動翼に流入する。このため、蒸気の流れと翼前縁の向きに差があることで発生する入射損失を抑制することができ、静翼下流の動翼部でも損失を低減することが可能である。このように本実施例の蒸気タービンは、二次流れ損失低減と、下流の翼の入射損失を低減することで、従来よりも高効率となる。
【００２８】
本実施例では、蒸気主流部の流れを抽気しているが、蒸気主流部の流れを抽気することは、動力として有効に利用される翼部の流量を減らすことになるため、二次流れ損失低減に効果があったとしても、必要最小限の抽気とすべきである。本実施例では、馬蹄形渦や流路渦の起点である翼の前縁近傍や正圧面近傍に抽気孔３４，３５を設けているため、二次流れを効果的に除去することができ、必要最小限の抽気量で大きな二次流れ損失低減効果を得ることができる。
【００２９】
次に、図４，図５を用いて静翼前縁の上流側近傍に設けた抽気孔３４の機能の詳細を説明する。前述のように、静翼の翼端面上に発達した境界層と翼前縁の干渉により、前縁の上流側で渦巻く馬蹄形渦が発生する。この渦は、端面近傍に速度分布（すなわち境界層）があることが原因となって発生するため、その抑制には速度の遅い境界層領域を除去することが有効である。
【００３０】
図４は、静翼３と抽気孔３４の相対位置を説明するための図である。参考のため、抽気孔３４がない場合の端面近傍の流線を破線で示している。抽気孔がない場合、翼の前縁部を取り囲む形に渦が発生し、馬蹄形状の剥離線５２が端面上に現れることが分かる。抽気により馬蹄形渦を適切に抑制するには、前縁の上流側近傍の抽気孔３４と前縁の相対位置が重要である。本実施例では、抽気孔３４の最下流位置と前縁との軸方向距離をＬと呼ぶことにする。なお、図４では、抽気孔３４の最下流位置が前縁よりも下流にあるため、Ｌはプラスとなる。後述の他の実施例の説明で用いる図６の場合、抽気孔３４の最下流位置が前縁よりも上流にあるため、Ｌはマイナスとなる。
【００３１】
図５は、抽気量を一定としたまま距離Ｌを変化させたときの、馬蹄形渦の強さΓ（すなわち渦周りの速度循環）の変化を示す。本図から分かるように、前縁に近い位置で抽気するほど、Γが減少する傾向をもつことが分かる。これは、抽気することによって、端面境界層内部の低速領域が減少することの効果である。抽気する位置が前縁から離れるにつれて、抽気孔と前縁までの間で、再度、境界層が発達することになるため、抽気の効果は距離Ｌが長くなるとともに減少する。図５を見て明らかなように、馬蹄形渦の巻き上がりが起こる、前縁から前縁径Ｄ１と同じ長さ程度離れた範囲内（おおよそＬ/Ｄ１≦１の範囲内）で抽気を行う方が、遠方で抽気するよりも渦を弱める効果が大きいことが分かる。また、抽気孔３４は、抽気孔の一部が前縁から前縁径Ｄ１と同じ長さ程度離れた範囲内にあることが重要であるが、より効果的に馬蹄形渦を抑制するには、抽気孔３４の殆どが前縁から前縁径Ｄ１と同じ長さ程度離れた範囲内にあることが望ましい。
【００３２】
図１では、抽気孔３４の開孔部分の形状を半月状のものとしたが、本発明の効果は、この形に限定したものではない。前縁の上流側近傍での抽気による馬蹄形渦の抑制効果を効果的に得るためには、開孔部の形よりも、むしろ抽気位置が適切であるかが関与しており、それを守っていさえすれば有効な効果を得ることができる。例えば、加工上の簡便さを考慮して、抽気孔３４を、図６のような直線状の長孔形状の開孔部としても、抽気位置が適切であれば有効に作用する。この際、開孔形状の流れに垂直方向の幅Ｗ１は、前縁に衝突しそうな端面境界層を幅広く除去するため、前縁径Ｄ１よりも長くする方が望ましい。また、抽気孔２４は、開孔形状を、図７に示すような円弧形状としても良い。この場合も、開孔部が前縁からＤ１の領域に差し掛かっていることが馬蹄形渦を抑制する上で重要であり、また、開孔部の幅Ｗ１がＤ１よりも大きいことが、馬蹄形渦を抑制する上でより望ましい。ただし、図４の剥離線５２が示すように、馬蹄形渦は前縁部分を取り囲む形に発生するため、前縁における開孔形状３４を、図１や図７に示されるような略円弧形状にした方が、より少ない抽気量で、より効果的に馬蹄形渦を抑制することが可能である。
【００３３】
次に、翼間に設けた抽気孔３５の作用について説明する。翼間の抽気孔３５については、翼の負圧面側よりも正圧面の近くに設けた方が、流路渦の巻き上がりを抑制する上で有効である。こうすることで、正圧面から負圧面に向かう二次流れの低速領域を削減し、流路渦の巻き上がりを効果的に抑制することができる。二次流れ内部の低速部を削減することで、翼の正圧面と負圧面の差圧によって転向させられる流体が少なくなり、端面境界層内部の流れも、より翼型に沿った方向に流れるようになる。また、翼間の抽気孔の開孔部の形状としては、翼の正圧面に平行な形で略円弧状に設けることが望ましい。こうすることで、翼間の二次流れが発達し始める正圧面近くに沿って、抽気孔を設けることが可能となり、翼間の広い領域に亘って、流路渦の発生を効果的に抑制することができる。
【００３４】
次に、本実施例が、静翼の損失に与える影響を図８を用いて説明する。図８における実線は、静翼の根元と先端部分の両方に、本実施例を適用したときの翼高さ方向の損失分布である。破線は比較例のタービン翼（抽気孔を設けない場合）の損失分布をを示す。比較例のタービン静翼では、翼の根元と先端の両壁近くで、損失が増大している。これは、二次流れの巻き上がりによって、端壁や翼面の境界層を巻き込むと同時に、その渦流による旋回速度が流体の粘性散逸によって損失になることが原因である。他方、本実施例のタービン静翼の場合、壁面境界層が、馬蹄形渦や流路渦などの渦流になる前に、抽気孔を介して除去されるため、二次流れによる損失が略完全に除去される。また、これと同時に、二次流れがなくなった分、主流の流れも理想状態に近づくことになるため、主流部の損失も減少する。また、抽気された主流は、抽気流路を介して、適切な流れ角で下流の翼に供給されるため、抽気流れの持つエネルギーが下流側の翼で有効に利用されることになる。
【００３５】
以上のように、本実施例によれば、翼の前縁近傍に発達する馬蹄形渦を効果的に除去することができ、それに誘発されて発達する翼列内部の二次流れを抑制し、二次流れに起因した二次流れ損失を適切に低減することができる。また、二次流れの低減により、翼下流の流れ角分布を端面部を含め一様にすることができ、下流の翼の入射損失も低減することが可能である。しかも、抽気流れが持つエネルギーも下流の翼で有効利用されるため、二次流れ損失を回避したこと以上の効率向上効果を期待できる。また、本実施例では、静翼に掛かる流体力の影響を受けない静翼の上流側、すなわち、応力値の高い翼部を避けた部分に抽気孔を設けるため、翼の信頼性を損なわずに、二次流れ損失低減による段性能の向上を実現することができ、効率の高い軸流タービンを提供することができる。
【実施例２】
【００３６】
本発明の他の実施例として、本発明を動翼へ適用した場合について、図９、図１０を用いて説明する。なお、実施例１と異なる点を中心に説明する。
【００３７】
上述したように、動翼５は、タービンロータ４の周方向に複数枚設置され、動翼５の内周側の根元にはプラットフォーム４aが設けられる。本実施例において、翼端面はプラットフォーム４ａの動翼側の壁面である。本実施例では、プラットフォーム４aの動翼前縁の上流側近傍に抽気孔４４を、動翼の正圧面近傍に抽気孔４５を有し、これらの抽気孔４４，４５はそれぞれ直線状の抽気流路４６a，４６bを介して、動翼下流側と連通している。抽気孔４４，４５と動翼出口の差圧により、抽気孔近傍の流れ４１，４２が抽気され、抽気流路４６a，４６bを介して抽気流４３a，４３bとして動翼の下流に供給される構成となっている。抽気流路４６a，４６bは、動翼出口における相対流出方向８１と同じ方向に向けられて開孔されている。すなわち、抽気流路４６a，４６bは、タービンロータの回転軸方向に対して動翼出口における相対流出方向８１と同じ向きに開孔されている。
【００３８】
なお、本実施例では、翼の根元部に抽気孔を設けた例を中心に説明するが、翼の先端側、すなわち、シュラウド６に抽気孔を設けても、同様な効果を発揮することが可能である。
【００３９】
抽気孔４４は、動翼５の前縁の上流側近傍（前縁の直上流部）に設けられている。本実施例では、動翼前縁の上流側に設けられる抽気孔４４は、動翼の前縁径をＤ２とした場合、動翼前縁より上流側への距離Ｄ２の領域に差し掛かる形で設けられている。言い換えれば、抽気孔４４は、抽気孔の一部が動翼前縁から上流側に前縁径Ｄ２と同じ長さの範囲内に位置するように設けられている。また、抽気孔４４は、抽気孔の一部が前縁部の幅方向の長さ、すなわち前縁径Ｄ２の範囲の上流に位置するように設けられている。本実施例では、さらに、抽気孔４４は、動翼の前縁部を取り囲むような半月形状（略円弧形状ともいえる）で構成されおり、その幅Ｗ２は動翼の前縁径Ｄ２と同等以上になっている。なお、距離Ｄ２を測る上流側の方向は、動翼５への蒸気流入方向、すなわち、静翼主流の流出方向８０となる。また、幅Ｗ２は蒸気流入方向から見た幅である。
【００４０】
実施例１における静翼では、ダイヤフラム内輪が、リング状の一体構造となっていたが、本実施例の動翼の場合は、プラットフォーム４aが、翼毎に独立した部品構成となっており、プラットフォーム４aを介して動翼５をロータ４に組み付けることで、周方向に連結された翼列構造になる。この場合、翼の根元壁となるプラットフォーム４aや、先端壁となるシュラウド６は、隣接翼のそれらとは分断された構成となっている。このため、本実施例では、抽気流路４６aが、２つのプラットフォーム４ａを跨ぐ構成となっている。２つのプラットフォーム間には、抽気流路外への漏れを防ぐシール機構４７を設けている。シール機構４７は抽気流路の周囲を覆う環状の構成を有し、例えば、耐熱性ゴムシールや変形可能な金属シールが用いられる。
【００４１】
本実施例の抽気流路４６a，４６bは、動翼下流側から直線状の流路となっているため、流路形成の加工が容易であり、加工コストも廉価となる。また、シール機構４７を設けているのため、プラットフォーム間からショートカットして抽気孔４４以外の流体を吸い込むことがない。これにより、抽気孔４４の入口部に、動翼下流の圧力が漏れなく伝わるため、効果的な抽気効果を得ることが可能である。
【００４２】
また、本実施例においても、翼の前縁近傍に発達する馬蹄形渦を効果的に除去することができ、馬蹄形渦に誘発されて発達する翼列内部の二次流れを抑制し、二次流れに起因した二次流れ損失を低減することができる。
【００４３】
また、本実施例では、動翼に掛かる流体力や遠心力の影響を受けない、翼の上流側に抽気孔を設けるため、翼の信頼性を損なわずに、二次流れ損失低減による段性能の向上を実現することができる。
【実施例３】
【００４４】
図１１に本発明の他の実施例を示す。上述の実施例では、加工の容易性などを考慮して抽気孔３４などが一つの大きな開孔部により構成されているが、抽気孔３４に代えて、図１１に示すように複数の抽気孔３４０を形成するようにしても良い。また、同様に、抽気孔３５に代えて、複数の抽気孔３５０を形成するようにしても良い。抽気孔３５４，３５０は円弧状または直線状に一列または複数列配置されている。本実施例では抽気流れがスムーズになるように傾斜して形成されている。
【００４５】
本実施例でも翼の信頼性を損なわずに、翼の前縁近傍に発達する馬蹄形渦を効果的に除去することができ、馬蹄形渦に誘発されて発達する翼列内部の二次流れを抑制し、二次流れに起因した二次流れ損失を低減することができる。
【００４６】
なお、本発明は上記した実施例に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した実施例は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。また、各実施例の構成の一部について、他の構成の追加，削除，置換をすることが可能である。
【符号の説明】
【００４７】
１  ダイヤフラム外輪
２  ダイヤフラム内輪
３  静翼
４  タービンロータ
４a  プラットフォーム
５  動翼
６  シュラウド
７  シール構造
８，８ｂ  蒸気主流
９  前縁
１０  後縁
１１  根元部
１２  正圧面
１３  負圧面
１４  翼間流路
１５  二次流れ
１６  流路渦
１７  先端部
２１  翼根元
２２  翼先端
３１，３２  抽気される流れ
３４，３５  抽気孔
３６  抽気流路
３７  絞り機構
４４，４５  抽気孔
４６a，４６b 抽気流路
４７  シール機構
５０  端面境界層
５１  馬蹄形渦
５２  剥離線
８０  静翼主流の流出方向
８１  動翼出口における相対流出方向
【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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