(57)【要約】【課題】動翼における損失を増加させることなく二次流れに起因するエネルギ損失を低減し、タービン性能を向上させることのできるノズル翼および軸流タービンを提供する。【解決手段】軸流タービンのダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に配置されるノズル翼において、前記ダイアフラム内輪に近い根元部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長より大きく、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に周方向コード長が小さくなっている構成とする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流タービンのダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に配置されるノズル翼において、前記ダイアフラム内輪に近い根元部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長より大きく、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に周方向コード長が小さくなっていることを特徴とするノズル翼。
【請求項２】
前記根元部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長よりも１０％から２０％の範囲で大きくなっていることを特徴とする請求項１に記載のノズル翼。
【請求項３】
前記根元部の翼断面形状における周方向コード長の翼高さに対する変化の範囲が根元部から１５ｍｍ以内であることを特徴とする請求項１に記載のノズル翼。
【請求項４】
前記根元部における翼コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の翼コード長より１５％から２５％の範囲で大きく形成され、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に翼コード長が小さくなっていることを特徴とする請求項１に記載のノズル翼。
【請求項５】
軸流タービンのダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に配置されるノズル翼において、前記ダイアフラム外輪に近い先端部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長より大きく、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に周方向コード長が小さくなっていることを特徴とするノズル翼。
【請求項６】
前記先端部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長よりも２０％から３０％の範囲で大きくなっていることを特徴とする請求項５に記載のノズル翼。
【請求項７】
前記先端部における翼断面形状の周方向コード長の翼高さに対する変化の範囲が先端部から２０ｍｍ以内であることを特徴とする請求項５に記載のノズル翼。
【請求項８】
前記先端部における翼コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の翼コード長より２０％から３０％の範囲で大きく形成され、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に翼コード長が小さくなっていることを特徴とする請求項５に記載のノズル翼。
【請求項９】
翼前縁から翼後縁までの翼表面長さの約５０％の範囲までが腹側に傾斜していることを特徴とする請求項１または５に記載のノズル翼。
【請求項１０】
請求項１ないし９のいずれかに記載のノズル翼をダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に形成される環状流路の周方向に列状に配置したタービンノズルと、タービンの回転中心軸に対して周方向に動翼を列状に植設し前記タービンノズルの下流側に配置されたタービン動翼とでタービン段落を構成し、このタービン段落をタービン軸の軸方向に複数備えてい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、発電プラントの蒸気タービン等に備えられる軸流タービンおよびこのような軸流タービンに備えられるノズル翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、発電プラントの運転経済性を改善し、発電効率の改善を図るために、タービン性能の向上を図ることが重要な課題となっている。タービン性能の向上を図るには、タービン段落の損失を改善する必要がある。タービン段落の損失には、様々なものがあり、翼形状そのものに起因するプロファイル損失と、翼間を流れる流体力に起因する二次流れ損失と、作動流体が翼列から外部へ漏洩することによる外部漏洩損失に分けることができる。特に、翼高さが低く翼のアスペクト比（翼高さ／翼コード長）が小さいタービンにおいては、二次流れ損失の割合が大きく、この損失を低減することがタービン性能を向上する上で大きな課題となっている（特許文献１，２，３，４）。
【０００３】
一般的な軸流タービンのタービン段落の構成を図９に示す。すなわち、複数枚のノズル翼１がダイアフラム外輪１７とダイアフラム内輪１６との間に設けられ、かつ周方向に配列されている。また、ダイアフラム内輪１６とロータ１３の間には、作動流体の漏洩を減らすためにラビリンスパッキン１８が周方向に取付けてある。このように形成されたノズル翼１の翼列の下流側には、この翼列に対向して複数枚の動翼５が配設されている。この動翼５はロータディスク２１の外周に周方向に所定間隔で列状に植設されており、動翼５の外周端には、動翼５を相互に結合し作動流体の漏洩を防止するためにシュラウド２０が装着してある。ロータディスク２１にはバランスホール２２が設けられ、タービン下流に向かって作動流体の圧力差によりロータディスク２１に作用するスラスト力を低減するようになっている。
【０００４】
ここで軸流タービンの翼および翼列の構成を表す用語を図１０を参照して説明しておく。図１０は図９のＸ−Ｘ線に沿う断面図であり、作動流体ＳＴは矢印の方向に流れる。そして、スロートＳ、ピッチＴ、翼コード長Ｌ、周方向コード長Ｃおよび軸方向コード長ＡＸは図示のように定義される。
【０００５】
上記のタービン段落構成において、ノズル翼１と動翼５における二次流れの発生機構を、ノズル翼１を例にとって図１１を参照して説明する。図１１は、ノズル翼１を作動流体ＳＴの出口側から見た斜視図である。ノズル翼１は、ロータディスクの回転中心を通る基準線に対して傾斜しておらず、ダイアフラム内輪１６の外周面に対して同一な断面形状を垂直に配設した例で示している。
【０００６】
蒸気などの作動流体ＳＴは、隣接するノズル翼１の翼間流路４を流れるときに、流路中で円弧状に曲げられる。そのため、翼間流路４中の作動流体に働く遠心力によってノズル翼１の腹面Ｆの圧力は背面Ｂの圧力よりも高くなり、翼間に圧力勾配を生じる。一方、ダイアフラム外輪壁面２およびダイアフラム内輪壁面３の近傍では、作動流体の粘性の影響により流速が遅い境界層が成長する。境界層の中に主流の静圧が浸透するため、境界層の中の圧力勾配は、主流の圧力勾配と同等になる。そのため、境界層中の圧力勾配と作動流体に働く遠心力が釣り合うためには、境界層における流速が小さい分だけ流線の曲率を小さくする必要がある。そのため、腹面Ｆから背面Ｂへ向かう流れ、すなわち二次流れ９が生じる。
【０００７】
この二次流れ９は、ノズル翼１の背面Ｂに衝突して巻き上がり、ノズル翼１のダイアフラム外輪側およびダイアフラム内輪側の両接合端において、それぞれ二次渦１０ａ、１０ｂを発生させる。このように、流路内で発生する二次渦１０ａ、１０ｂは、作動流体の不均一な流れを生じ、翼列の性能を低下させる。動翼についても同様なメカニズムで二次流れが発生し、翼列の性能を低下させる。
【０００８】
特許文献１には、二次流れの発生を抑制するために、図１２に示すように、タービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線Ｅに対して、ダイアフラム内輪壁面３に近い根元部およびダイアフラム外輪壁面２に近い先端部から腹側の方向に傾斜させて直線に形成するとともに、中間部における翼断面中心線を腹側方向にわん曲して形成したノズル翼１が開示されている。このようにノズル翼１を腹側方向に傾斜させると、図１３に示すようにノズル翼１の前縁２３から後縁２４まで腹側方向に傾斜していることになる。そのため、作動流体に対して、ノズル翼１の前縁２３から後縁２４まで全て押圧力が作用し、図１４に示すように、ノズル翼出口の流量分布が大きく変化する。このため、ノズル翼の根元部と先端部に多くの流量が流れ、動翼では、損失の大きい根元部と先端部に多くの流量が流入する分布となる。このように、ノズル翼を腹側に傾斜させることにより、二次流れ損失を低減させることができるが、一方で、動翼での損失を増加させる恐れがある。
【特許文献１】特開平１−１０６９０３号公報
【特許文献２】特開２０００−２４８９０３号公報
【特許文献３】特開２００３−０７４３０６号公報
【特許文献４】特開２００３−０２０９０４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上記の通り、従来の軸流タービンでは、ノズル翼の根元のダイアフラム内輪壁面近傍と先端のダイアフラム外輪壁面近傍で、作動流体の粘性の影響を受けて流体の速度が遅くなり、境界層が発達し、境界層中の圧力勾配が作動流体の遠心力と釣り合わなくなり、壁面近傍で二次流れが生じる。この二次流れによる損失により、流路内で作動流体の不均一な流れが生じ、作動流体が保有するエネルギを有効に活用することが出来ず、タービン効率を低下させるという課題がある。一方、この二次流れ損失を低減するためにノズル翼を腹側方向に傾斜させると、動翼の損失が増加しがちであるという課題がある。
【００１０】
本発明は上記の課題を解決するためになされたものであり、動翼における損失を増加させることなく二次流れに起因するエネルギ損失を低減し、タービン性能を向上させることのできるノズル翼および軸流タービン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】
【００１１】
上記課題を解決するために、本発明のノズル翼は、軸流タービンのダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に配置されるノズル翼において、前記ダイアフラム内輪に近い根元部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長より大きく、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に周方向コード長が小さくなっている構成とする。
【００１２】
また、本発明のノズル翼は、軸流タービンのダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に配置されるノズル翼において、前記ダイアフラム外輪に近い先端部における翼断面形状の周方向コード長が翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長より大きく、かつ、翼高さの中央部に向かって徐々に周方向コード長が小さくなっている構成とする。
【００１３】
そして本発明の軸流タービンは、前記ノズル翼をダイアフラム内輪とダイアフラム外輪との間に形成される環状流路の周方向に列状に配置したタービンノズルと、タービンの回転中心軸に対して周方向に動翼を列状に植設し前記タービンノズルの下流側に配置されたタービン動翼とでタービン段落を構成し、このタービン段落をタービン軸の軸方向に複数備えている構成とする。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、動翼における損失を増加させることなく二次流れに起因するエネルギ損失を低減し、タービン性能を向上させることのできるノズル翼および軸流タービンを提供することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
以下、本発明のノズル翼および軸流タービンの３つの実施の形態を説明する。  
（第１の実施の形態）
図１と図２を用いて第１の実施の形態を説明する。図１は、本実施の形態のノズル翼を上流（作動流体流入側）から見た図を示す。図２は本実施の形態のノズル翼を半径方向から見た翼断面形状を示す。これらの図に示すように、ノズル翼１のダイアフラム内輪に近い根元部における翼断面形状の周方向コード長が、翼高さ中央部における翼断面形状の周方向コード長より大きく形成されている。また、ノズル翼１の根元部から翼高さの中央部に向かって、徐々に周方向コード長が小さくなる構造である。
【００１６】
本実施の形態のノズル翼では、根元部における周方向コード長を大きくし、周方向コード長を翼高さ方向で減少させることによって、ノズル翼の根元近傍における翼面を腹側に傾斜させている。ただし、翼の前縁２３から後縁２４までの半分、すなわち翼表面長さの５０％程度の範囲までが傾斜している構造とする。
【００１７】
本実施の形態によれば、ノズル翼のスロート（図１０参照）近傍では、翼面の傾斜が僅かであるため、作動流体に対する押圧力が小さく、流量分布の変化が小さくなり、ノズル翼の根元部と先端部への流量分布の偏りが減ることにより、動翼での損失増加を防ぎ、かつ、ノズル翼での二次流れ損失を低減させることによって、タービン段落効率を向上させることができる。同様に、ノズル翼のダイアフラム外輪に近い先端部についても、中央部の周方向コード長より大きく形成することによって、二次流れ損失を低減し、タービン段落効率を向上させることができる。
【００１８】
（第２の実施の形態）
図３から図５を用いて第２の実施の形態を説明する。図３は、ノズル翼の翼高さ方向におけるエネルギ損失分布を示す。前述した通り、翼間流路のダイアフラム内輪壁面近傍およびダイアフラム外輪壁面近傍では、二次流れの影響が大きいため、ノズル翼の根元部と先端部においては、翼形状に起因するプロファイル損失と二次流れ損失と合わせて、大きなエネルギ損失となって現れる。前記第１の実施の形態のように、根元部の周方向コード長を大きくするほど、二次流れを低減できるが、作動流体が接触する翼表面の長さも増加する。そのため、翼型の周方向コード長を大幅に大きくした場合には、図４に示すように、翼表面での作動流体の摩擦が大幅に増加するため、プロファイル損失も大幅に増加する。このため、二次流れ損失の低減量よりも、プロファイル損失の増加量が大きくなり、合わせた損失量は大きくなってしまう。
【００１９】
この対策として、図５に示すように、根元部の周方向コード長を、翼高さ中央部の周方向コード長より１０％から２０％の範囲で大きくする。このような構造にすることで、二次流れ損失を低減し、プロファイル損失の増加量も抑えられるため、根元部におけるエネルギ損失を低減することができる。
【００２０】
同様に、ノズル翼の先端部では、ロータ中心からの半径の増加にともなって、隣接するノズル翼とのピッチが広がり、二次流れの大きさが根元部より大きくなる。そのため、中央部よりも周方向コード長を２０％から３０％の範囲で大きくすることで、先端部のエネルギ損失を低減することができる。
【００２１】
一方、図３に示すように、ノズル翼の根元部における翼高さに対する二次流れの発生範囲は１５ｍｍ程度であり、翼高さが１５ｍｍ以上の部分で周方向コード長を増加させても、二次流れの範囲外であるので二次流れ損失の低減にならず、翼表面長さの増加による摩擦が増加するのみであり、プロファイル損失が増加する。そのため、翼高さが根元より１５ｍｍの範囲まで、周方向コード長を増加させることによって、プロファイル損失を増加させることなく二次流れ損失を効果的に低減することができる。
【００２２】
同様に、ノズル翼の先端部においては、ノズル翼のピッチが広がるため、翼高さに対する二次流れの範囲は、先端部から２０ｍｍ程度に広がる。このため、周方向コード長を増加させる翼長の範囲をノズル翼の先端から２０ｍｍ以下とすることで、二次流れ損失を効果的に低減することができる。
【００２３】
（第３の実施の形態）
本発明の第３の実施の形態のノズル翼の半径方向より見た翼型形状を図６に示す。本実施の形態は、ノズル翼の根元部における翼コード長が、翼高さ中央部における翼コード長より１５％から２５％の範囲で大きく形成され、かつ、翼高さの中央に向かって、徐々に翼コード長が小さくなる構造である。
【００２４】
前述した通り、二次流れは、境界層の圧力勾配の大きさに関係しており、圧力勾配が大きくなれば、二次流れも大きくなる。図７に示すように、翼コード長を大きくすることによって、翼列間の差圧が減るために、圧力勾配が小さくなることで、二次流れを抑制することができる。しかしながら、翼コード長を大きくしすぎると、前記第２の実施の形態で説明したように、翼表面長さが増加し、摩擦による損失が増加する。そのため、図８に示すように、翼根元部の翼コード長を翼高さ中央部の翼コード長よりも１５％から２５％大きくすることで、プロファイル損失の増加を抑制しつつ、二次流れ損失を低減することができる。この構成は、第１の実施の形態に示した周方向コード長の増加の効果も得られ、二次流れ損失の低減効果が大きい。
【００２５】
同様に、ノズル翼の先端部においても同じ効果が得られる。しかしながら先端部においては翼列のピッチが大きいため、根元部より二次流れ損失が大きい。そのため、先端部の翼コード長を中央部の翼コード長より２０％から３０％の範囲で大きくすることで、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】
【００２６】
【図１】本発明の第１の実施の形態のノズル翼を示す斜視図。
【図２】本発明の第１の実施の形態のノズル翼の断面形状を示す図。
【図３】ノズル翼におけるエネルギ損失を示すグラフ。
【図４】ノズル翼の周方向コード長の増加量と根元部におけるエネルギ損失の関係を示すグラフ。
【図５】本発明の第２の実施の形態のノズル翼の断面形状を示す図。
【図６】本発明の第３の実施の形態のノズル翼の断面形状を示す図。
【図７】本発明の第３の実施の形態のノズル翼の作用を説明する図。
【図８】ノズル翼の翼方向コード長の増加量と根元部におけるエネルギ損失の関係を示すグラフ。
【図９】従来の軸流タービンを示す断面図。
【図１０】軸流タービンの翼列各部の名称を説明する図。
【図１１】従来のノズル翼において発生する二次流れを説明する図。
【図１２】従来の改良されたノズル翼を示す斜視図。
【図１３】従来の改良されたノズル翼の断面形状を示す図。
【図１４】従来の改良されたノズル翼の翼高さと出口流量の関係を示すグラフ。
【符号の説明】
【００２７】
１…ノズル翼、２…ダイアフラム外輪壁面、３…ダイアフラム内輪壁面、４…翼間流路、５…動翼、９…二次流れ、１０ａ，１０ｂ…二次渦、１１…タービン段落、１２…ケーシング、１３…ロータ、１６…ダイアフラム内輪、１７…ダイアフラム外輪、１８…ラビリンスパッキン、１９…動翼植込み部、２０…シュラウド、２１…ロータディスク、２２…バランスホール、２３…翼前縁、２４…翼後縁。
【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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