(57)【要約】【課題】ノズル翼の翼先端部分および動翼の翼根元部分の強度を確保しつつ翼損失を減少させることができる軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落を提供する。【解決手段】タービン運転中に高い応力が発生するノズル翼１１の翼先端部分１１ｃおよび動翼１２の翼根元部分１２ｄにおける翼後縁端１１ｂ，１２ｂの厚みを所定の値としてノズル翼１１および動翼１２の翼強度を確保しつつ、ノズル翼１１においては翼先端部分１１ｃから翼根元部分１１ｄに向かって翼後縁端１１ｂの厚みを次第に減少させ、動翼１２においては翼根元部分１２ｄから翼先端部分１２ｃに向かって翼後縁端１２ｂの厚みを次第に減少させることによって翼損失を低減する。【選択図】  図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流タービンの環状流路内に周方向に列状に配設されるノズル翼であって、
その翼後縁端の厚みが翼先端部分から翼根元部分に向かって減少するよう構成されていることを特徴とする軸流タービンのノズル翼。
【請求項２】
軸流タービンの環状流路内におけるダイアフラム内輪とダイアフラム外輪に挟持されその周方向に複数枚列状に配設されるノズル翼において、
一方のノズル翼の後縁端とこのノズル翼の腹側に隣接する他方のノズル翼の背側面とで形成される翼間最短距離をＳとし、
前記一方若しくは他方のノズル翼の後縁端の厚みをＴＥとしたときに、
ＴＥ／Ｓの値がこのノズル翼の根元部から先端部にかけて略一定の値であることを特徴とする軸流タービンのノズル翼。
【請求項３】
前記ノズル翼は、その翼後縁端と隣接する前記ノズル翼の背面との間の最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔの値が、翼高さ中央部で最大となるように形成されていることを特徴とする請求項１または２に記載した軸流タービンのノズル翼。
【請求項４】
前記ノズル翼は、その翼後縁端が前記翼根元部分と前記翼先端部分との間で周方向に傾斜していることを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載した軸流タービンのノズル翼。
【請求項５】
前記ノズル翼は、その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側に湾曲していることを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載した軸流タービンのノズル翼。
【請求項６】
前記ノズル翼は、その翼断面の翼弦長が前記翼先端部分において最大、かつ前記翼根元部分において最小になるように形成されていることを特徴とする請求項１乃至５のいずれかに記載した軸流タービンのノズル翼。
【請求項７】
前記ノズル翼は、その後縁端が前記翼根元部分と前記翼先端部との間で軸流方向に傾斜していることを特徴とする請求項１乃至６のいずれかに記載した軸流タービンのノズル翼。
【請求項８】
前記ノズル翼は、その後縁端が軸流方向に湾曲していることを特徴とする請求項１乃至６のいずれかに記載した軸流タービンのノズル翼。
【請求項９】
軸流タービンのタービンロータに周方向に列状に植設される動翼であって、
その翼後縁端の厚みが翼根元部分から翼先端部分に向かって減少するように構成されていることを特徴とする軸流タービンのノズル翼。
【請求項１０】
前記動翼は、その後縁端と隣接する前記動翼の背面との間の最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔの値が翼高さ中央部で最大となるように形成されていることを特徴とする請求項９に記載した軸流タービンの動翼。
【請求項１１】
前記動翼は、その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側に湾曲していることを特徴とする請求項９または１０に記載した軸流タービンの動翼。
【請求項１２】
請求項１乃至８のいずれかに記載したノズル翼と請求項９乃至１１のいずれかに記載した動翼とを組み合わせてなることを特徴とする軸流タービンのタービン段落。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落に関し、より詳しくは、ノズル翼および動翼の強度を確保しつつ翼損失を減少させて軸流タービンの内部効率を高める技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、発電プラントで用いられる蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンにおいては、図１６に示したように、ダイアフラム外輪１とダイアフラム内輪２との間に形成される環状流路内に複数枚のノズル翼３が周方向に列状に並設されている。
そして、これらのノズル翼３によって構成されるタービンノズルの下流側には、動翼６がタービンロータ４の周方向に複数枚列状に植設されている。
また、各動翼６の先端部にはシュラウド５が設けられ、これらの翼を数枚から十数枚毎に群をなすように固定している。
また、タービンロータ４の軸方向（作動流体の流れ方向）において、このノズル翼３と動翼６の一対の組み合わせでタービン段落が形成され、このタービン段落を数段から十数段並べることにより軸流タービンが形成される。
【０００３】
このような軸流タービンにおけるノズル翼３は、それらの間にタービン作動流体７を導いて通過させることにより、作動流体７のノズル入口圧力Ｐ１を出口圧力Ｐ２へと降下させつつ増速させる働きをする。
このときノズル翼３には、ノズル入口圧力Ｐ１と出口圧力Ｐ２との間の圧力差によって下流側に倒れこむ方向の曲げモーメントＭ１が作用するから、ノズル翼３に発生する応力はダイアフラム外輪１とノズル翼３との接合部である翼先端部分８において最大となる。
【０００４】
これに対して動翼６は、ノズル翼３の間から流下する高速の作動流体７の方向を変えるとともに、作動流体７の動翼入口圧力Ｐ２を出口圧力Ｐ３へと降下させることによって作動流体７の流速をさらに増加させ、その反力によってタービンロータ４の周方向に回転する。
このとき動翼６には、回転に伴う大きな遠心力Ｆと、動翼入口圧力Ｐ２と出口圧力Ｐ３との間の圧力差に起因する下流側に倒れこむ方向の曲げモーメントＭ２とが作用するから、動翼６に発生する応力はタービンロータ４との接合部である翼根元部分９において最大となる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、軸流タービンの内部効率を低下させる要因の一つとして、図１７に示したように、ノズル翼３および動翼６の翼断面の後縁端３Ｒ，６Ｒが有限の厚みＴＥを有していることが挙げられる。
このとき、図１８に示したように、隣接する翼同士の間の最短距離（スロート）Ｓと翼断面の後縁端厚みＴＥとの比（ＴＥ／Ｓ）の値が小さければ小さいほど翼損失は減少する。
これにより、従来は、後縁端３Ｒ，６Ｒの後縁端厚みＴＥに起因する軸流タービンの内部効率の低下を抑制するために、ノズル翼３および動翼６の両方において後縁端３Ｒ，６Ｒの厚みをできる限り小さくすることができる翼断面形状を指向してきた。
【０００６】
ところが、ノズル翼３および動翼６の後縁端厚みＴＥの値を翼高さ方向において一律に小さくすると、ノズル翼３の翼根元部分８および動翼６の翼根元部分９において翼強度が不足してしまう。
そこで、従来は、翼強度を確保することができる後縁端厚みＴＥの最小値を選択した後、翼高さ方向の全範囲にわたる後縁端厚みＴＥの値が選択した最小値で一定となるようにノズル翼３および動翼６を形成していた。
【０００７】
しかしながら、タービン運転中に高い応力が発生する部分はノズル翼３の翼先端部分や動翼６の翼根元部分であるから、それ以外の部分における後縁端厚みＴＥの値を減少させることにより翼損失を低減できるはずである。
【０００８】
そこで本発明の目的は、上述した従来技術が有する問題点を解消し、ノズル翼の翼先端部分および動翼の翼根元部分の強度を確保しつつ翼損失を減少させることができる軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決する請求項１に記載の手段は、軸流タービンの環状流路内に周方向に列状に配設されるノズル翼であって、その翼後縁端の厚みが翼先端部分から翼根元部分に向かって減少するよう構成されていることを特徴としている。言い換えると、翼後縁端の厚みはダイアフラム外輪との接合部からダイアフラム内輪との接合部に向かって徐々に減少する。
さらに言い換えると、翼後縁端の厚みはタービン軸に対して半径方向外側から半径方向内側に向かって次第に減少する。
なお、翼後縁端の厚みは、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少させることができる。
【００１０】
すなわち、請求項１に記載した軸流タービンのノズル翼によれば、タービン運転中に高い応力が発生する翼先端部分においては翼後縁端の厚みを増すことによってノズル翼の翼強度を確保しつつ、翼根元部分に向かって翼後縁端の厚みを次第に減少させることによって翼損失を低減することができる。
【００１１】
また、上記の課題を解決する請求項９に記載の手段は、軸流タービンのタービンロータに周方向に列状に植設される動翼であって、その翼後縁端の厚みが翼根元部分から翼先端部分に向かって減少するように構成されていることを特徴としている。
言い換えると、翼後縁端の厚みはタービンロータとの接合部である翼根元部分からから翼先端部分に向かって徐々に減少する。
さらに言い換えると、翼後縁端の厚みはタービン軸に対して半径方向内側から半径方向外側に向かって次第に減少する。
なお、翼後縁端の厚みは、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少させることができる。
【００１２】
すなわち、請求項９に記載した軸流タービンの動翼によれば、タービン運転中に高い応力が発生する翼根元部分における翼後縁端の厚みを増すことによって動翼の翼強度を確保しつつ、翼先端側に向かって翼後縁端の厚みを減少させることにより翼損失を減少させることができる。
【００１３】
また、請求項１２に記載した手段は、請求項１乃至８のいずれかに記載したノズル翼と請求項９乃至１１のいずれかに記載した動翼とを組み合わせたことを特徴とする軸流タービン段落である。
すなわち、請求項１２に記載した軸流タービン段落によれば、翼強度を確保しつつ翼損失を減少させた軸流タービン段落を構成することができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、図１乃至図１５を参照し、本発明に係る軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落の各実施形態について詳細に説明する。
なお、以下の説明においては、従来の技術と同一の部分に同一の参照符号を付することによりその説明を省略する。
【００１５】
図１および図２に示したタービン段落１０は、蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンを構成する一つの段落であって、ダイアフラム外輪１およびダイアフラム内輪２の間に形成された環状流路内で周方向に列状に並設された複数枚のノズル翼１１と、これらのノズル翼１１によって構成されたタービンノズルの下流側において動翼１２がタービンロータ４の周方向に複数枚列状に植設されている。
また、各動翼１２の先端部にはシュラウド５が設けられ、これらの翼を数枚から十数枚毎に群をなすように固定している。
【００１６】
ノズル翼１１は、図３に示したように、翼先端部分１１ｃにおける翼後縁端１１ｂの厚みが、少なくとも予めこの翼形状とタービン運転中に前記環状流路内を流れる流体の条件から計算される流体力に耐えることができる厚みを有し、タービン運転中にノズル翼１１の翼先端部分１１ｃに発生する高い応力に耐えることができるような厚みに設定されている。
また、その翼後縁端１１ｂの厚みは、翼先端部分１１ｃから翼根元部分１１ｄに向かって、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少している。
すなわち、タービン運転中に高い応力が発生する翼先端部分１１ｃにおいては翼後縁端１１ｂの厚みを増すことによってノズル翼１１の翼強度を確保しつつ、翼根元部分１１ｄに向かって翼後縁端１１ｂの厚みを次第に減少させることによってノズル翼１１の翼損失を低減させている。
【００１７】
また、動翼１２は、図３に示したように、翼根元部分１２ｄにおける翼後縁端１２ｂの厚みが、少なくとも予めこの翼形状とタービン運転中に前記環状流路内を流れる流体の条件から計算される流体力に耐えることができる厚みを有し、タービン運転中に動翼１２の翼根元部分１１ｄに発生する高い応力に耐えることができるような厚みに設定されている。
また、その翼後縁端１２ｂの厚みは、翼根元部分１２ｄから翼先端部分１２ｃに向かって、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少している。
すなわち、タービン運転中に高い応力が発生する翼根元部分１２ｄにおいては翼後縁端１２ｂの厚みを増すことによって動翼１２の翼強度を確保しつつ、翼先端部分１２ｃに向かって翼後縁端１２ｂの厚みを次第に減少させることによって動翼１２の翼損失を低減させている。
【００１８】
ところで、図２に示したようなノズル翼１１および動翼１２の翼断面形状において、翼前縁端１１ａ，１２ａと翼後縁端１１ｂ，１２ｂとをそれぞれ結んだ直線がタービン軸（軸流方向）に対してなす角度α１，α２として定義されるスタガ角が翼高さ方向に同一である場合には、図４に示したようにノズル翼１１および動翼１２のスロート長Ｓは翼高さ方向に単調に増加する。
これは、ノズル翼１１および動翼１２がともにタービンロータ４を中心として放射状に配設されているため、隣接する翼間の周方向距離が、翼根元部と翼先端部ではおのずと異なるためである。
【００１９】
このとき、従来のノズル翼および動翼においては後縁端の厚みが翼高さ方向に一定であるから、後縁端厚みＴＥとスロート長Ｓとの比（ＴＥ／Ｓ）の値は、図５に示したように翼高さ方向に減少する。
【００２０】
これに対して、本実施形態におけるノズル翼１１の翼後縁端の厚みＴＥは、翼先端部分１１ｃにおいては従来通りの厚みであるが翼根元部分１１ｄに向かって徐々に小さくなるから、翼後縁端厚みＴＥとスロート長Ｓとの比（ＴＥ／Ｓ）の値は図６に示したように変化する。
より詳しく説明すると、図２に示したように、一方のノズル翼１１の翼後縁端１１ｂとこのノズル翼の腹側１１ｅに隣接する他方のノズル翼の背側面１１ｆとで構成される翼間最短距離をスロート長Ｓとし、かつノズル翼１１の翼後縁端厚みをＴＥとしたときに、ＴＥ／Ｓの値がこのノズル翼１１の根元部から先端部にかけて略一定となっている。
すなわち、従来のノズル翼と比較すると、本実施形態のノズル翼１１はその翼根元部分側においてＴＥ／Ｓの値が大幅に小さくなる。
これにより、本実施形態のノズル翼１１によれば、翼後縁端厚みに起因する翼損失を翼根元部分側において大幅に低減させることができる。
【００２１】
同様に、本実施形態における動翼１２の後縁端の厚みＴＥは、翼根元部分１２ｄにおいては従来通りの厚みであるが翼先端部分１２ｃに向かって徐々に小さくなるから、後縁端厚みＴＥとスロート長Ｓとの比（ＴＥ／Ｓ）の値は図７に示したように変化する。
なお、動翼１２におけるスロート長Ｓとは、図２に示したように、一方の動翼１２の翼後縁端１２とこのノズル翼の腹側１２ｅに隣接する他方の動翼１２の背側面１２ｆとで構成される翼間最短距離をいう。
すなわち、従来の動翼と比較すると、本実施形態の動翼１２はその翼先端部分側においてＴＥ／Ｓの値が大幅に小さくなる。
これにより、本実施形態の動翼１２によれば、翼後縁端厚みに起因する翼損失を翼先端部分側において大幅に低減させることができる。
【００２２】
したがって、本実施形態のタービン段落１０は、上述したノズル翼１１および動翼１２から構成したものであるから、ノズル翼１１および動翼１２の翼強度を確保しつつ翼損失を減少させた軸流タービン段落とすることができる。
【００２３】
以上、本発明に係る軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落の一実施形態について詳しく説明したが、本発明は上述した実施形態によって限定されるものではなく、種々の変更が可能であることは言うまでもない。
例えば、上述した実施形態においては、図３に示したようにノズル翼１１および動翼１２が共に翼高さ方向に真っ直ぐに延びるように形成されているが、下記のような様々な形態のノズル翼および動翼に対して本発明を適用することができる。
【００２４】
すなわち、図８に示したようにスロート長Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔの値が、翼高さ中央部で最大となるように形成されているノズル翼にも本発明を適用することができる。
【００２５】
また、図９に示したように、その翼後縁端が翼根元部分と翼先端部分との間で周方向に傾斜しているノズル翼２１にも本発明を適用することができる。
【００２６】
また、図１０に示したように、その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側（翼腹側）に湾曲しているノズル翼２２にも本発明を適用することができる。
【００２７】
また、図１１に示したように、その翼断面の翼弦長が翼先端部分において最大であり、かつ翼根元部分において最小になるように形成されているノズル翼２３にも本発明を適用することができる。
【００２８】
また、図１２に示したように、その後縁端が翼根元部分から翼先端部に向かって軸流方向に傾斜しているノズル翼２４にも本発明を適用することができる。
【００２９】
また、図１３に示したように、その後縁端が軸流方向に凸状に湾曲しているノズル翼２５にも本発明を適用することができる。
【００３０】
さらに、図１４に示したように、その後縁端と隣接する動翼の背面との間の最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔの値が翼高さ中央部で最大となるように形成されている動翼にも本発明を適用することができる。
【００３１】
加えて、図１５に示したように、その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側（動翼腹側）に湾曲している動翼３１にも本発明を適用することができる。
【００３２】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなように、本発明は、タービン運転中に高い応力が発生するノズル翼の翼先端部分および動翼の翼根元部分における翼後縁端の厚みを所定の値としてノズル翼および動翼の翼強度を確保しつつ、ノズル翼においては翼先端部分から翼根元部分に向かって翼後縁端の厚みを次第に減少させ、動翼においては翼根元部分から翼先端部分に向かって翼後縁端の厚みを次第に減少させることによって翼損失を低減するものである。
したがって、本発明によればノズル翼および動翼の強度を確保しつつ翼損失を減少させて軸流タービンの内部効率を高めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による軸流タービンのタービン段落を模式的に示す図。
【図２】図１に示したノズル翼および動翼の配列を模式的に示す図。
【図３】図１に示したノズル翼および動翼を示す斜視図。
【図４】翼高さ位置とスロート長との関係を示す線図。
【図５】従来の翼高さ位置と翼後縁端厚み・スロート長比との関係を示す線図。
【図６】本発明に係るノズル翼における翼高さ位置と翼後縁端厚み・スロート長比との関係を示す線図。
【図７】本発明に係る動翼における翼高さ位置と翼後縁端厚み・スロート長比との関係を示す線図。
【図８】翼高さ位置とスロート長・環状ピッチ比との関係を示す線図。
【図９】その翼後縁端が翼根元部分と翼先端部分との間で周方向に傾斜しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１０】その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側に湾曲しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１１】その翼断面の翼弦長が翼先端部分において最大であり、かつ翼根元部分において最小になるように形成されているノズル翼を模式的に示す図。
【図１２】その後縁端が翼根元部分と翼先端部との間で軸流方向に傾斜しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１３】その後縁端が軸流方向に湾曲しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１４】翼高さ位置とスロート長・環状ピッチ比との関係を示す線図。
【図１５】その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側に湾曲している動翼を模式的に示す図。
【図１６】軸流タービンのタービン段落を模式的に示す図。
【図１７】図１６に示したノズル翼および動翼の配列を模式的に示す図。
【図１８】翼後縁端厚み・スロート長比と翼後縁端厚みに起因する翼損失との関係を示す線図。
【符号の説明】
１  ダイアフラム外輪
２  ダイアフラム内輪
３  ノズル翼
４  タービンロータ
５  シュラウド
６  動翼
７  作動流体
８  翼先端部分
９  翼根元部分
１０  タービン段落
１１  ノズル翼
１１ａ  ノズル翼前縁端
１１ｂ  ノズル翼後縁端
１１ｃ  ノズル翼先端部分
１１ｄ  ノズル翼根元部分
１１ｅ  ノズル翼腹側
１１ｆ  ノズル翼背側
１２  動翼
１２ａ  動翼前縁端
１２ｂ  動翼後縁端
１２ｃ  動翼先端部分
１２ｄ  動翼根元部分
１２ｅ  動翼腹側
１２ｆ  動翼背側
２１  変形例のノズル翼
２２  変形例のノズル翼
２３  変形例のノズル翼
２４  変形例のノズル翼
２５  変形例のノズル翼
３１  変形例の動翼
【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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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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