(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。【解決手段】  翼高さ方向の一部範囲で蒸気の動翼流入マッハ数が1.0を超える、蒸気タービン動翼１において、動翼流入マッハ数が1.0を超える翼高さ位置の翼圧力面９側、かつ、翼圧力面側に隣り合って設けられた動翼の前縁部先端から、圧力面へ降ろした垂線と翼圧力面の交点よりも翼前縁側に、渦発生器１２が設けられていることを特徴とする蒸気タービン動翼。【選択図】図7
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼高さ方向の一部範囲で蒸気の動翼流入マッハ数が1.0を超える、蒸気タービン動翼であって、
動翼流入マッハ数が1.0を超える翼高さ位置の翼圧力面側、かつ、翼圧力面側に隣り合って設けられた動翼の前縁部先端から、前記翼圧力面へ降ろした垂線と前記翼圧力面の交点よりも翼前縁側に、渦発生器が設けられていることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項２】
請求項１に記載の蒸気タービン動翼において、
前記翼圧力面は、前記交点よりも前縁側に、翼前縁部に向かって直線状に形成された直線部を有し、
前記渦発生器は、前記直線部に設けられていることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項３】
請求項２に記載の蒸気タービン動翼において、
前記渦発生器は、前記交点から、前記翼圧力面に沿って前記垂線長さと同等の距離よりも前縁側の前記直線部に設けられていることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか1項に記載の蒸気タービン動翼において、
前記渦発生器は、翼前縁側に向かって幅および高さが減少する楔形の突起であって、
翼高さ方向に複数設けられ、
楔形状をなす前記渦発生器の前方長辺と前記翼圧力面がなす渦発生器楔角が、翼高さ方向根元側に設けられた渦発生器ほど小さくなるように形成されていることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか1項に記載の蒸気タービン動翼において、
前記渦発生器は、翼高さ方向に複数設けられ、縦２列以上かつ千鳥状に配置されていることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項６】
請求項１乃至５のいずれか１項に記載の蒸気タービン動翼において、
前記蒸気は湿り蒸気であることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項７】
請求項１乃至６のいずれか１項に記載の蒸気タービン動翼において、
前記蒸気タービン動翼は、低圧タービン最終段落に適用される動翼であることを特徴とする蒸気タービン動翼。
【請求項８】
請求項１乃至６のいずれか１項に記載の蒸気タービン動翼を備えることを特徴とする蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、蒸気タービンの動翼に関する。
【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、その下流に排気室が設置されている。作動蒸気は、絞り流路となっている静翼で加速して運動エネルギーを増し、動翼で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させると、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ため、発電に利用されずに排気される運動エネルギーが減少し、タービン効率が向上する。そのため昨今は、動翼翼長の延伸が図られているが、翼長の増加に伴い、動翼周速が増加し、動翼流入マッハ数が1を超えるものもある。蒸気の翼へ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。
【０００４】
従来、衝撃波損失を低減する手法としては、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（特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００７−１２７１３２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、近年動翼のさらなる長翼化により、動翼への蒸気流入速度が音速を超えることが避けがたくなってきている。動翼への流入速度が音速を超え、超音速となるタービン動翼において、蒸気が超音速流入する部分の翼型は、翼前縁部が先鋭な超音速翼型を有する。蒸気が超音速流入する場合、翼の上流には衝撃波が発生するが、翼前縁部が先鋭な超音速翼においては、翼上流の衝撃波は、翼前縁端に付着し、翼下流側に向かって、斜め衝撃波を形成する。
【０００７】
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、湿り蒸気である。動翼上流側に設置された静翼の後端から放出された液膜が、静翼から流出する蒸気により加速・細分化され、動翼先端に衝突する。この液滴の衝突により、動翼先端は、破壊・損傷なきように設計されている。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、翼が破壊に至らないように、動翼は設計される。
【０００８】
壊食に至った超音速翼型の前縁部は、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端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、斜め衝撃波よりも作動蒸気流れ方向に鉛直に形成される。そのため、離脱衝撃波は隣接する動翼の圧力面側の境界層と干渉し、流れ場が不安定になり、動翼から蒸気流れがはく離するポテンシャルが高くなる。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も非定常に変化する。翼の振動特性によっては、共振する可能性もあるが、翼先端の損傷程度であれば、離調されるよう設計される。しかしながら、不測の状況に備え、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。
【０００９】
そこで、本発明の目的は、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にある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記課題を解決するため、本発明の蒸気タービン動翼は、作動蒸気が超音速で流入する翼高さ位置の翼圧力面側、かつ翼圧力面側に隣り合って設けられた動翼の前縁部先端から、翼圧力面へ降ろした垂線と翼圧力面の交点よりも翼前縁側に、渦発生器を備えていることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１１】
本発明によれば、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ができる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】蒸気タービンの低圧タービン最終段に適用される動翼の斜視図である。
【図２】従来の低圧タービン最終段動翼の先端部の翼断面を説明する説明図である。
【図３】翼前縁端が壊食した時の低圧タービン最終段動翼の先端翼断面を説明する説明図である。
【図４】本発明の第１の実施例におけるタービン動翼先端部の要部を説明した斜視図である。
【図５】本発明の第１の実施例におけるタービン動翼に設けられる渦発生器の拡大斜視図である。
【図６】本発明の第１の実施例における渦発生器の設置位置を説明した説明図である。
【図７】本発明の第１の実施例におけるタービン動翼を適用した翼列構造における蒸気の流れを説明する説明図である。
【図８】本発明の第１の実施例の応用例を説明する説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
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１】
【００１４】
図１は、本実施例の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を表す斜視図である。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。
【００１５】
低圧タービン最終段落に適用される動翼１の主たる構成要素は、翼根元から翼先端にわたってねじれた翼部２、翼先端部に設けられたインテグラルカバー部３、翼中間部の翼背側に突出するタイボス４、翼部２を支持するプラットフォーム５である。プラットフォーム５の外周面は蒸気流路の半径方向内周側の流路壁面を形成する。プラットフォーム下部（タービン半径方向内周側）には、動翼１をロータに嵌合する、植込み部７が形成されている。
【００１６】
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のタービン軸方向の一方の端面側よりもう一方の端面側に向かって真っ直ぐ切られた溝であって、タービン軸方向に沿って、あるいはタービン軸方向に対してタービン周方向に傾斜して形成されている。
【００１７】
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、翼根元から翼先端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３およびタイボス４は、それぞれ隣接する動翼のインテグラルカバーおよびタイボスと連結する構造となっている。図１では、例えば動翼１ｂは、タービン周方向両側に隣接する動翼１aおよび動翼1c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。
【００１８】
図２は、従来のタービン動翼の先端部の翼断面図である。図２に示した動翼の翼型は、作動蒸気の動翼流入速度が超音速となる場合に用いられる超音速翼型であり、断面が先鋭な翼前縁部を有することを特徴とする。図２に示したように、超音速翼型を有する動翼の上流には、衝撃波１１が発生する。先鋭な翼前縁部を有する超音速翼において、翼列上流の衝撃波１１は、翼前縁部先端に付着し、作動蒸気流れ方向下流側に向かって斜め衝撃波を形成する。
【００１９】
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場合を示した図である。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の先端部は、先鋭形状から徐々に鈍頭形状へ変形していく。超音速流が鈍頭形状の翼前縁部に衝突すると、翼型の先端から離脱した位置に、衝撃波１１が形成される。この離脱衝撃波は、斜め衝撃波よりも、作動蒸気流れ方向に鉛直に形成されるため、破線で囲んだ円Ａ内に示したように隣接する動翼の圧力面９側の境界層と干渉し、そのため流れ場が不安定になり、流れのはく離が発生するポテンシャルが高くなる。また、翼面に接する衝撃波１１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。
【００２０】
次に、本実施例について説明する。図4に、図１に示した本実施例におけるタービン動翼の先端部の斜視図を示す。本実施例では、動翼先端部の圧力面９に、翼面上に微小の縦渦を起こす渦発生器１２を有する。渦発生器１２は、翼高さ方向に複数箇所、一定間隔で設けられている。
【００２１】
図５は、渦発生器１２の拡大斜視図である。渦発生器１２は、上流側に向かって絞られる形状をしており、翼前縁側に向かって底面ｋの幅ｗおよび前方長辺ｊと翼圧力面の間の距離である高さｈが減少する、楔形状の突起である。図示の通り、渦発生器の前方長辺ｊが流れに平行になるように設置される。翼面近傍の流れは、渦発生器１２で、主流側に転向される。主流側に転向する最大角度は、渦発生器楔角iである。渦発生器楔角iは、渦発生器１２により、転向した後の作動蒸気マッハ数も超音速でありうる角度に設計される。よって、楔角は、数度から、せいぜい、十数度のオーダーであり、転向部に発生する斜め衝撃波による損失増加も、軽微である。渦発生器側面ｌを通過した作動蒸気は、渦発生器後方から、作動蒸気流れ方向下流に流れる。この時、渦発生器背面ｍの下流は、剥離流となり、渦発生器下流に流出した作動蒸気は、縦渦を形成する。この縦渦により、翼面境界層上の作動蒸気は、翼面鉛直方向に混合され、運動量を供給されて活性化される。その結果、渦発生器１２の作動蒸気流れ方向下流の蒸気流れの剥離を抑制することができる。
【００２２】
なお、渦発生器側面ｌ、渦発生器背面ｍ、翼圧力面が互いに交わる結合部位にフィレット、すなわち滑らかな曲面を形成しても良い。フィレットを設ける場合は、フィレット部位を除いた範囲で高さｈは翼前縁部に向かって減少する。
【００２３】
次に、図６を用いて渦発生器１２の設置位置を説明する。基本的には、超音速流入となる翼高さ位置の圧力面９側に設置する。圧力面上の位置としては、圧力面側に隣接する動翼(図6の場合、動翼1c) の翼前縁先端から、圧力面９と垂直に交わるように圧力面９へおろした垂線nと圧力面９の交点ｐよりも上流側に、渦発生器１２を設置すれば、境界層活性化により、離脱衝撃波と隣接する圧力面上の境界層が干渉することにより翼力が非定常的に変化するポテンシャルを低下させることができる。
【００２４】
より、好ましくは、圧力面側の隣接翼先端から、圧力面９へ降ろした垂線nと圧力面９の交点ｐよりも圧力面上流側に、圧力面が直線状に形成された直線部ｑを設け、交点ｐから、垂線nの長さ、すなわち隣接する動翼の翼前縁先端と圧力面の最短距離と同等の距離だけ前縁側に離れた地点から、圧力面直線部ｑの前縁側端までの間に、渦発生器１２を備え付けている。この位置に渦発生器１２を設けるのが好ましいのは、衝撃波と境界層が干渉する位置と渦発生器の間が凸型に湾曲していると、作動蒸気は、加速され、渦発生器で形成された縦渦は、整流され、境界層活性化の効果が弱められるためである。また、衝撃波と境界層が干渉し、翼面にはく離が生じると、はく離域は上流に広がる。この時、渦発生器１２がはく離域に包含されると、境界層活性化の効果が弱められることもあるためである。
【００２５】
次に図７を用いて本実施例の作用効果について説明する。
【００２６】
図７(a)は、第一の実施例における、壊食前の、翼前縁が先鋭な状態のタービン動翼の翼断面を示す図である。本実施例において、蒸気の動翼流入マッハ数は1.0を超えて、超音速であり、動翼前方に、衝撃波１１aが発生している。図示する翼型は、前縁が先鋭な超音速翼形状となっているため、翼前方の衝撃波１１aは、翼前縁から離脱することなく、前縁に付着し、前縁を起点にその下流側に斜め衝撃波を形成している。また、楔形状である渦発生器１２の転向部からも斜め衝撃波１１ｂが発生している。
【００２７】
図７(ｂ)は、第一の実施例における、壊食などにより、翼前縁が鈍頭化した時の、翼断面を示す図である。翼前縁が鈍頭形状であるため、翼前方の衝撃波１１aは、翼前縁から離脱する。この離脱衝撃波は、隣接翼の圧力面側に、ほぼ垂直で衝突する。本実施例では、離脱衝撃波と圧力面の交点の上流側に渦発生器１２を設けていることにより、渦発生器１２から縦渦流１３が発生している。縦渦流１３が有する縦渦により、圧力面９上の境界層が活性化するため、衝撃波と圧力面境界層の干渉する部位が安定化する。そのため離脱衝撃波１１aと圧力面境界層の干渉による非定常なはく離等は抑制され、翼力が非定常に変動するポテンシャルが低減され、翼に作用する力は、一定に保たれる。よって、動翼の振動発生ポテンシャルを低減することができる。
【００２８】
なお、渦発生器１２の前方長辺に沿った流れも超音速流となるように渦発生器の前方長辺角度を形成するため、渦発生器の楔角度は、最大十数度のオーダーであり、斜め衝撃波１１ｂによる損失も小さい。
【００２９】
なお、図４に示す渦発生器１２の配置において、渦発生器１２の前方長辺ｊと翼圧力面がなす渦発生器楔角iが、内周側に配置された渦発生器ほど小さくなるように形成しても良い。
渦発生器１２は、衝撃波と境界層の干渉により、翼力の非定常な変動を抑制することを目的としており、渦発生器楔角i、渦発生器楔高さhは、大きいほど、その効果が大きい。しかしながら、渦発生器楔角i、渦発生器楔高さhを大きくすると、渦発生器１２自体によって発生する衝撃波によるエントロピー増加や境界層の混合により、損失が増加するため、これらは、無制限に大きくするわけにはいかない。動翼流入マッハ数に応じて、渦発生器楔角iを適正化し、翼力の非定常変動の抑制と損失増加のバランスをとるべきである。
【００３０】
動翼への流入マッハ数は、周速の大きい外周側ほど、大きくなる傾向にある。流入マッハ数が小さい内周側では、離脱衝撃波が、隣接圧力面と垂直に形成されるが、衝撃波前後の圧力比が小さくなるため、衝撃波と境界層の干渉は軽微である。よって、翼力の非定常変動の抑制に対し、内周側の渦発生器は、渦発生器楔角iを小さくしても、外周側の渦発生器と同等の効果を得ることができる。むしろ、損失が低減する分、トータル的には、翼の特性向上に貢献できる。
【００３１】
また、図８に示したように、渦発生器１２は、高さ方向に、３列、千鳥状に配置しもよい。渦発生器１２を径方向に一列に配した図４に対し、境界層が活性化されるため、衝撃波と境界層の干渉による、翼力の非定常な変動を抑制する効果が高まる。
【００３２】
なお、図８の例でも、渦発生器１２の前方長辺ｊと翼圧力面がなす渦発生器楔角iが、内周側に配置された渦発生器ほど小さくなるように形成しても良い。
【００３３】
また、本実施例では、渦発生器１２は楔形状の突起として説明したが、突起の形状としては必ずしも楔形状に限定されるものではない。
【００３４】
以上、上述の実施例では、低圧タービンの最終段落に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前記動翼の入口外周部の回転周速を割っ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、おおよそ適用可能である。
【符号の説明】
【００３５】
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  植え込み部
８  ディスク溝
９  圧力面
１０  負圧面
１１  衝撃波
１２  渦発生器
【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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