(57)【要約】【課題】軸流タービンにおけるノズル‐動翼間のエネルギ損失を低減し、タービン性能を向上し得る軸流タービンを得ること。【解決手段】ノズル翼の下流側に長翼の動翼を備えた軸流タービンにおいて、ノズル翼の後縁と動翼の前縁の軸方向距離Ｌの最大値Ｌｍａｘと最小値Ｌｍｉｎが（Ｌｍａｘ‐Ｌｍｉｎ）／Ｌｍａｘ＜０．１なる関係を満足するようにした。【選択図】  図１
2004285986.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体の流れに順次拡大する環状流路を構成するノズル外輪及び内輪間に複数のノズル翼を周方向に配列するとともに、そのノズル翼の下流に長翼の動翼を備えた軸流タービンにおいて、ノズル翼の後縁と動翼の前縁の軸方向距離Ｌの最大値Ｌｍａｘと最小値Ｌｍｉｎが
（Ｌｍａｘ‐Ｌｍｉｎ）／Ｌｍａｘ＜０．１      （１）
となるようにしたことを特徴とする軸流タービン。
【請求項２】
翼平均径以上の部分におけるノズル翼の後縁と動翼の前縁の軸方向距離Ｌ′の最大値Ｌｍａｘ′と最小値Ｌｍｉｎ′が
（Ｌｍａｘ′‐Ｌｍｉｎ′）／Ｌｍａｘ′＜０．１      （１）
となるようにしたことを特徴とする、請求項１記載の軸流タービン。
【請求項３】
ノズル翼の後縁は、円周方向の翼腹側に、ルート部では直線状に傾斜し、チップ部では曲線状に湾曲していることを特徴とする、請求項１または２記載の軸流タービン。
【請求項４】
ノズル翼の後縁は、円周方向の翼腹側に、ルート部では曲線状に湾曲し、チップ部では直線状に傾斜していることを特徴とする、請求項１または２記載の軸流タービン
【請求項５】
ノズル翼の後縁は、円周方向の翼腹側に、ルートおよびチップでは直線状に傾斜し、ルートとチップの中間部ではルート部近傍およびチップ部近傍の直線と連続する曲線に沿って湾曲して形成されていることを特徴とする、請求項１または２記載の軸流タービン。
【請求項６】
ノズル翼の後縁は、円周方向の翼腹側に、ルート部からチップ部まで曲線状に湾曲されていることを特徴とする、請求項１または２記載の軸流タービン。
【請求項７】
ノズル翼の後縁は、円周方向の翼腹側に、直線状に傾斜していることを特徴とする請求項１または２記載の軸流タービン。
【請求項８】
ノズル翼及びそのノズル翼の下流側の動翼を有するタービン段落は、最終タービン段落およびその上流のタービン段落の少なくとも１つ以上の段落であることを特徴とする、請求項１乃至７のいずれかに記載の軸流タービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は軸流タービンに係り、特に流体の流れ方向に順次拡大する環状流路を構成するノズル外輪及び内輪間に複数のノズル翼を周方向に配列したタービンノズルを有する軸流タービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
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。その中で、特にタービン低圧部の段落は段落当たりの出力が大きく、この低圧段落での性能向上はタービン全体の性能向上の為に大きな役割を果たすが、最近は、タービンの大容量化、コンパクト化の傾向の中で最終タービン段落やその上流のタービン段落に適用するタービンノズルやタービン動翼を長翼化する傾向にある。
【０００３】
図１２は、蒸気タービンの低圧部の一段落を示す断面図であり、ノズル外輪１およびノズル内輪２によって構成された環状の流路内に、多数のノズル翼３が周方向に配置されている。ノズル翼３はそのチップ部がノズル外輪１の内面すなわちノズル外周壁１ａに固定され、ノズル翼３のルート部がノズル内輪２の外面すなわちノズル内周壁２ａに固定され一つのタービンノズルが構成されている。
【０００４】
一方、このタービンノズルの下流側には回転軸４に固定され放射方向に立設された多数の動翼５が配置され、ノズル翼３からなるタービンノズルと動翼５によって一段落が構成される。そして、この段落が軸方向Ｘａに一段落または複数段落組み合わせることにより軸流タービンが構成されている。
【０００５】
ところで、蒸気タービンの低圧部では流体の急激な比容積の増加に対応して滑らかな膨脹を実現するため、少なくともノズル外周壁１ａが軸方向下流に向かうに従って拡大され、これにより拡大流路が形成されている。
【０００６】
図１３は図１２のＡ−Ａ線に沿う断面図であり、ノズル翼３は、ルート部の後縁端の半径Ｒｒの位置からチップ部の後縁端の半径Ｒｔの位置に至るまで、その後縁３ａがラジアル線Ｘｒに沿うように直線状に形成されている。
【０００７】
このような構成を備えたタービン段落において、タービンノズルは圧力・温度の高い上流側から圧力・温度の低い下流側に向かう流れに膨張仕事をさせ、熱エネルギを速度エネルギに変えている。
【０００８】
また、タービンの動翼５はタービン駆動流体を転向させて次段落に案内する際、実質的な仕事（回転トルクの発生）をする部分であり、動翼５とノズル外輪１の間には、図１２に示すように、動翼回転の為にチップクリアランスと呼ばれる若干の間隙６が設けられている。
【０００９】
また、軸流タービンの低圧部では流体の急激な比容積の増加に対応して滑らかな膨脹を実現するため、少なくともノズル外周壁１ａが軸方向下流に向かうに従って拡大され、拡大流路が形成されている。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上述のように構成されたタービン段落において、タービンの信頼性向上、性能向上を図るためには、上記のように構成されたタービン段落において内部エネルギ損失を極力低減することが重要である。しかし、従来のタービン段落ではタービンノズルとタービン動翼との間で発生するエネルギ損失を十分低減できておらず、性能の低下を招いていた。
【００１１】
すなわち、蒸気タービンは、動翼５を長翼化すると、図１４に示すように、翼有効部５の翼ルート部、翼平均径（ＰＣＤ，ピッチサークルダイアメータ）および翼チップ部の各位置でのタービン駆動蒸気のタービン動翼への相対流入角が大きく変化してくる。なお、図１４中、βはタービン駆動蒸気のタービン動翼５への流入角、ＢＶはタービン動翼５に流入するタービン駆動蒸気の流入速度ベクトル、ＳＶはタービンノズルから流出するタービン駆動蒸気の流出速度ベクトル、Ｕは周速をそれぞれ示している。添字Ｒ，ＰおよびＴのそれぞれは、翼ルート部、翼平均径および翼チップ部のそれぞれの位置を示している。
【００１２】
この場合、翼有効部５の翼ルート部、翼平均径および翼チップ部の各位置における翼断面形状は、各位置におけるタービン駆動蒸気の流入角βＲ，βＰ，βＴの変化に対応させて修正する必要があるが、その前提として、まず、各位置におけるタービン駆動蒸気の流入速度ベクトルＢＶＲ，ＢＶＰ，およびＢＶＴを求めておく必要がある。
【００１３】
各位置におけるタービンの駆動蒸気の流入速度ベクトルＢＶＲ，ＢＶＰ，およびＢＶＴは、ノズル翼の翼ルート部、翼平均径および翼チップ部の各位置から流出するタービン駆動蒸気の流出速度ＳＶＲ、ＳＶＰおよびＳＶＴと、各位置の半径と回転各速度とで決まる周方向速度ベクトルとを合成した速度三角形から求めることができる。
【００１４】
このように、速度三角形から求めた各位置におけるタービン駆動蒸気の流入速度ベクトルＢＶＲ，ＢＶＰ，およびＢＶＴに対して、タービン駆動蒸気の流入角βＲ，βＰ，βＴのうち、例えば翼ルート部における流入角βＲと翼チップ部における流入角βＴとを比べてみると翼ルート部における流入角βＲは３０°〜５０°の範囲であり、翼チップ部における流入角βＴは、１４０°〜１７５°の範囲であり、その差が最大１４５°にもなっている。このような大きな角度差になるのは、翼チップ部の半径が翼ルート部のそれに比べて倍以上になっており、これに比例して翼チップ部における周方向速度成分が翼ルート部におけるそれに比べて倍以上になっていることに基づく。
【００１５】
半径方向に向かって大きく変化する駆動蒸気の流入角に対応して、タービン動翼の入口形状を修正しておかないと、空力損失が著しく増加するので、蒸気タービンは、動翼５の有効部の各位置における駆動蒸気の流入角βＲ，βＰ，βＴに適合するように翼断面に捩り角を与えて修正していた。
【００１６】
また、蒸気タービンを運転するとタービンロータが回転してタービン動翼に遠心力が作用する。遠心力は半径および質量に比例して大きくなることから、蒸気タービン最終段のような長翼では、翼根元部では高い遠心力に耐えられるように断面積を大きくし、半径が大きくなるほど断面積を減少させて質量を減少した、図１５の如く断面積を半径方向に分布させた設計が採用されることが通常である。
【００１７】
以上に述べたような翼相対流入角および強度上の観点から、蒸気タービン最終段動翼は、半径方向Ｘｒと軸方向Ｘａで構成される２次元平面（子午面）（Ｘｒ−Ｘａ平面）に投影すると図１２に示すように富士山のような形状となるのが一般的である。
【００１８】
このようなタービン最終段などの長翼段においては、単に周方向速度が半径方向に大きく異なることにとどまらず、タービンノズルで作られる旋回速度成分によってタービンノズルの出口位置に生じる圧力の半径方向勾配に起因して、内周壁（翼ルート部）と外周壁（翼チップ部）側との圧力差が大きくなり、ルート側の圧力が低下する結果、タービン動翼の翼ルート部の翼断面前後の圧力差を十分確保することが困難になり、性能が低下するという問題があった。
【００１９】
従って、従来の軸流タービンの場合、流路内における作動流体の流動状況は、図１６に示す流線ＳＬのようになり、作動流体のルート部へ向う流れは殆ど無くなり、流れの剥離が発生し易くなり、タービン性能を低下させる原因となっていた。
【００２０】
このような内周壁近傍の流れの剥離を低減する為に、図１７に示すように、ノズル翼３の後縁３ａをその全高さにわたってラジアル線に対して円周方向に曲線状に湾曲させることも提案されている（特開平４−１２４４０６号公報参照）。図１８は図１７に示された軸流タービンの流路内における作動流体の流動分布を示す図である。図１８を図１６と比較すると、ノズル翼３のルート部には従来のノズル翼に比べて流れが存在し、良好な流れとなっていることが分かる。
【００２１】
さて、図１９は、軸流タービン運転中の静翼より下流の流れを示す図である。図１９に示すように、タービン運転中には、ノズル翼３の後縁３ａには主流の速度Ｃ２より小さい速度Ｃ２′をもつウェークＷと呼ばれる速度領域が発生する。動翼５は、図中Ｄｒで示される方向に回転するので、ノズル翼３の下流にある動翼５はこのウェークを横切るように回転することになる。動翼５への流入角度は、通常、主流の速度Ｃ２に対して設計される。すなわち、動翼５への設計流入角度β２は、ノズル３からの流体の流出角度α２、主流の速度Ｃ２および動翼５の円周方向回転速度Ｕを用いて幾何学的な関係から求められる。同様に、ノズルのウェークＷ内における作動流体の流出速度Ｃ２′、ノズル３のウェークＷ内の作動流体の流出角α２′と動翼５の円周方向回転速度Ｕより、ウェークＷ内の流体の動翼５への流入角度β２′が決定されるが、これは主流部分での動翼５への流入角度β２とは大幅に相違する。このため動翼５がノズル３からのウェークを通過する際の作動流体の設計翼流入角度との差Δβは幾何学的な関係から
Δβ＝β２′−β２                                      …（２）
となる。
【００２２】
この作動流体の設計流入角との差Δβは、動翼における翼形損失に大きな影響を与える。設計された翼流入角度に対して、実際の作動流体の流入角度が相違すると翼形損失が増大することは一般的に知られている。すなわち動翼の翼形損失ξｂは、Δβ＝０のとき最小値ξｂｍｉｎとなる。
【００２３】
ところで、ウェークの作動流体は、図２０に示すようにＬ１、Ｌ２、Ｌ３とノズル後縁３ａから下流に離れるに従って、主流部分の作動流体と混合される。すなわちウェークＷの速度Ｃ２′はノズル後縁３ａから下流方向に離れるに従って主流の速度Ｃ２ に近づいてくる。このため、図２０に示すように作動流体の設定動翼流入角度との差Δβは、ノズル後縁３ａから下流に離れるに従って小さくなる。
【００２４】
以上より、ノズルの後縁から、動翼の前縁までの軸流方向距離Ｌと動翼損失の１ピッチ平均値ξｂの関係は、図２１に示すようになる。すなわち、ノズル後縁から動翼前縁までの軸流方向距離Ｌが大きくなると、翼型損失の１ピッチ平均値ξｂはξｂｍｉｎに近づく。
【００２５】
次に、ノズルからウェークの混合による混合損失について説明する。上記のように、ノズルの後縁から動翼の前縁に至る間、ウェーク部の流体は主流部分の作動流体と混合されるために、作動流体の粘性に基づく熱が発生し、流体のエネルギが失われ混合損失が発生する。図２２は、縦軸に混合損失の１ピッチ平均値ξｍを、横軸にノズルの後縁から動翼の前縁までの軸方向距離Ｌを示しており、混合損失の１ピッチ平均値ξｍはノズル後縁から動翼前縁までの距離Ｌが大きくなるに従って、ウェークの混合が促進され、混合損失の１ピッチ平均値ξｍも大きくなる。
【００２６】
以上説明した２つの損失から、タービンノズル後縁から、タービン動翼前縁に至る軸方向距離Ｌが影響するエネルギ損失を評価すると、図２３の如くなる。図２３において、縦軸はノズル後縁から動翼前縁に至る軸流距離Ｌが及ぼすエネルギ損失すなわち段落損失ξ（＝ξｂ＋ξｍ）を示し、横軸はノズル後縁から、動翼前縁に至るまでの軸流方向距離Ｌを示す。図２３により、ノズルの後縁から、動翼の前縁に至るまでの軸流方向距離Ｌには、エネルギ損失が最小となる距離範囲が存在することがわかる。この距離範囲を以下、最適アキシャルクリアランスＬｏｐｔと称する。
【００２７】
図２４は図１２に示される従来段落の翼型損失の半径方向分布を示したものであるが、この損失を翼ルート部からチップ部にかけて全域で低減し、タービン性能を向上させる為には、ルートからチップにかけてアキシャルクリアランスを最適値に近づける必要があるが、従来型段落のノズルが図１２に示されるように後縁３ａが直線で形成されていた為、富士山型を有する動翼５の前縁５ａ間の距離は、図２５の如く、半径方向に大きく変化し、損失を増大させない最適アキシャルクリアランス値Ｌｏｐｔより著しく異なる領域が多いと考えられる。
【００２８】
図２６は、図１２に示す従来の蒸気タービン低圧段落における反動度Ｒｘ（段落での出力に対する動翼の出力の割合）を示す図である。図２６に示すように、反動度Ｒｘは翼高さが増加するにしたがって増加し、チップ部で最大となり、その値は６０〜７５％にも達する。上述したようにノズルウェークによる損失にはノズルウェークによる動翼の翼形損失が含まれるために、半径方向での動翼の出力が大きくなる平均径よりチップ側でノズルウェークによる損失を低減することが重要となるが、従来の蒸気タービン段落ではこの付近でのノズル後縁から羽根前縁までの軸方向距離が大きく変化し、ノズルウェークによる損失低減が十分でない。
【００２９】
本発明は、このような点に鑑み、軸流タービンにおけるノズル‐動翼間のエネルギ損失を低減し、タービン性能を向上し得る軸流タービンを得ることを目的とする。
【００３０】
【特許文献１】
特開平４−１２４４０６号公報
【特許文献２】
特許第３３１９５３４号公報
【００３１】
【課題を解決するための手段】
本発明は、流体の流れに順次拡大する環状流路を構成するノズル外輪及び内輪間に複数のノズル翼を周方向に配列するとともに、そのノズル翼の下流に長翼の動翼を備えた軸流タービンにおいて、ノズル翼の後縁と動翼の前縁の軸方向距離Ｌの最大値Ｌｍａｘと最小値Ｌｍｉｎが
（Ｌｍａｘ‐Ｌｍｉｎ）／Ｌｍａｘ＜０．１      （１）
となるようにしたことを特徴とする。
【００３２】
【発明の実施の形態】
以下、図１〜図１１を参照して本発明の実施の形態について説明する。
【００３３】
図１は本発明の第１の実施の形態を示す軸流タービンにおける段落の断面図であり、ノズル外輪１及びノズル内輪２によって構成された環状の流路１０ａ内に、ルート部１１とチップ部１２を有する多数のノズル翼３が周方向に配置され、そのノズル翼３のチップ部１２がノズル外輪１の内面すなわちノズル外周壁１ａに固定され、ノズル翼３のルート部１１がノズル内輪２の外面すなわちノズル内周壁２ａに固定され一つのタービンノズルが構成されている。
【００３４】
一方、このタービンノズルの下流側にはタービン回転軸４に固定され放射方向に立設された多数の動翼５が配置されている。
【００３５】
本発明によるタービン段落は、少なくとも、タービンの最終段落に配置されている。また、最終段落近傍のノズル翼３は、流体の急速な比容積の増加対応して滑らかな膨脹を実現する必要があるため、ノズル外周壁１ａが軸方向Ｘａの下流側に向かって拡大している。この為、環状流路１０ａも軸方向Ｘａの下流側に向かって拡大する。
【００３６】
また図１に示すように、半径方向Ｘｒと軸方向Ｘａで構成される２次元平面（Ｘｒ−Ｘａ平面）に投影したノズル翼３の後縁３ａは、半径方向に沿う直線に対して軸方向に湾曲されており、前述のように富士山のような形状となっている動翼５の前縁５ａとの間の軸方向距離Ｌが前記損失を増大させない最適アキシャルクリアランス値Ｌｏｐｔ  に近づくようにしてある。
【００３７】
図２は、モデルタービン試験によって得られたノズル翼３の後縁３ａと動翼５の前縁５ａとの軸方向距離Ｌと段落損失ξとの関係を示す。
【００３８】
すなわち、上記軸方向距離の最大値をＬｍａｘ、軸方向距離の最小値をＬｍｉｎとし、横軸を（Ｌｍａｘ‐Ｌｍｉｎ）／Ｌｍａｘ  とすると、段落損失ξは０から０．１の範囲ではほぼ一定値を保ち、０．１以上になると（Ｌｍａｘ‐Ｌｍｉｎ）／Ｌｍａｘ  の増加に応じて上記段落損失ξが大きくなる。
【００３９】
そこで、本発明においては、半径方向Ｘｒと軸方向Ｘａで構成される２次元平面に投影したノズル翼３の後縁３ａを半径方向に沿う直線に対して軸方向に湾曲させ、ノズル翼３の後縁３ａと動翼５の前縁５ａとの軸方向距離Ｌが
（Ｌｍａｘ‐Ｌｍｉｎ）／Ｌｍａｘ＜０．１      （１）
を満足するように構成されている。
【００４０】
しかして、上記構成により、ノズルウェークによる損失が増加することなくタービン段落を形成することができ、ノズルウェークによる損失を十分低下させ、タービン効率・信頼性を向上させることができる。
【００４１】
第２の実施の形態
図３は、本発明の第２の実施の形態を示す図であり、半径方向Ｘｒと軸方向Ｘａで構成される２次元平面（子午面）（Ｘｒ−Ｘａ平面）に投影したノズル翼３の後縁３ａは、半径方向に沿う直線に対して湾曲し、動翼５の翼平均径以上における羽根前縁５ａとの軸方向距離Ｌ′が
（Ｌｍａｘ′−Ｌｍｉｎ′）／Ｌｍａｘ′  ＜０．１      （２）
を満足するように構成されている。
【００４２】
ここで、翼平均径以上において、ノズル翼後縁３ａと羽根前縁５ａとの軸方向距離を（２）式の如く設定したのは次の理由による。
【００４３】
タービン段落の反動度Ｒｘは、翼高さが増加するに従って増加し、チップ側で最大となる（図２６参照）。ノズルウェークによる損失にはノズルウェークによる動翼の翼型損失が含まれるために、反動度Ｒｘが高い領域でノズルウェークによる損失を低減することが重要となる。
【００４４】
本実施の形態によれば反動度の高い翼平均径以上において、ノズル後縁３ａと動翼前縁５ａとの軸方向距離を（２）式の如く設定するので、ノズルウェークによる損失を十分低下させ、タービン効率・信頼性を向上させることができる。
【００４５】
第３の実施の形態
図４は、本発明の第３の実施の形態を示す図であり、ノズル翼３の後縁３ａは円周方向翼腹側に、そのルート部１１側ではラジアル線Ｘｒに対に対して直線状に傾斜しており、チップ部１２側が凸曲線状に湾曲されている。そして、ノズル翼３の後縁３ａにおけるルート部の周方向傾斜角θｒが正、チップ部の周方向傾斜角θｔが負となるようにしてある。その他の構成は図１或いは図３に示す実施の形態と略同一である。なお、ここで傾斜角の正とはラジアル線Ｘｒに対して時計回り方向の角度をいう。
【００４６】
したがって、ノズル内輪２の周壁面近傍に流入した作動流体はノズル内輪２側の周壁面に押圧される一方、ノズル外輪１の周壁面近傍に流入した作動流体はノズル外輪１側の周壁面に押圧され、両周壁面における境界層の発達が効果的に抑制され、図１８に示すようにノズル内周壁２ａ側において剥離のない良好な流れ場が実現可能となる。
【００４７】
図５及び６は、モデルタービン試験によって得られたルート部の周方向傾斜角θｒ及びチップ部の周方向傾斜角θｔと段落効率ηの関係を示す図であって、この図から判るように、θｒは１０度から２０度の間に、θｔは−１０度から０度の間に設定すると内、外周壁の剥離を低減し高効率が達成されることが判った。すなわち、θｒ、θｔが上述の範囲から外れると剥離による損失が増大してしまうが、上記範囲以内とすることにより剥離による損失を確実に防止することができる。
【００４８】
しかして、上述のような蒸気タービン段落を適用した場合、ノズル内周壁２ａ近傍の流れの剥離が低減され、かつ、ノズルウェークによる損失が低減されて、従来の段落に比べて損失は大幅に低減され、タービン性能を向上することができる。
【００４９】
第４の実施の形態
図７は、本発明の第４の実施の形態を示す図であり、ノズル翼３の全長にわたって、その後縁３ａがラジアル線Ｘｒに対して円周方向翼腹側に湾曲した凸曲線状となっており、ノズル翼３の後縁３ａにおけるルート部の周方向傾斜角θｒが正、チップ部の周方向傾斜角θｔが負となるようにしてある。その他の構成は図１或いは図３に示す実施の形態と略同一である。
【００５０】
このように、ノズル翼３の後縁３ａを周方向翼腹側方向に湾曲させることにより、前述のようにノズル内周壁２ａ近傍およびノズル外周壁１ａ近傍の流れの剥離を低減し、良好な流れ場を実現することができる。また第１または第２の実施の形態と同様、ノズルウェークによる損失を十分低下させ、タービン効率・信頼性を向上させることができる。
【００５１】
第５の実施の形態
図８は、本発明の第５の実施の形態を示す図であり、ノズル翼３の後縁３ａが、チップ部１１では円周方向翼腹側に直線状に傾斜され、ルート部１２では円周方向に凸曲線状に湾曲しており、ノズル翼３の後縁３ａにおけるルート部の周方向傾斜角θｒが正、チップ部の周方向傾斜角θｔが負となるようにしてある。その他の構成は図１或いは図３に示す実施の形態と略同一である。
【００５２】
上述のようにノズル３の後縁３ａを円周方向の翼腹側方向に湾曲させることにより、前述のようにノズル内周壁２ａ近傍およびノズル外周壁１ａ近傍の流れの剥離を低減し、良好な流れ場を実現することができる。また第１または第２の実施の形態と同様ノズルウェークによる損失を十分低下させ、タービン効率・信頼性を向上させることができる。
【００５３】
第６の実施の形態
図９は、本発明の第６の実施の形態を示す図であり、ノズル翼３の後縁３ａがルート部１１およびチップ部１２では円周方向翼腹側に直線状に傾斜し、ルート部１１及びチップ部１２の中間部ではルート部１１近傍およびチップ部１２近傍の直線状の傾斜に連続された曲線に沿って形成されている。そして、ノズル翼３の後縁３ａにおけるルート部の周方向傾斜角θｒが正、チップ部の周方向傾斜角θｔが負となるようにしてある。その他の構成は図１或いは図３に示す実施の形態と略同一である。
【００５４】
このようにノズル翼３の後縁３ａを円周方向翼腹側に湾曲させることにより、ノズル内周壁２ａ近傍およびノズル外周壁１ａ近傍の流れの剥離を低減し、良好な流れ場を実現することができる。また第１または第２の実施の形態と同様、ノズルウェークによる損失を十分低下させ、タービン効率・信頼性を向上させることができる。
【００５５】
第７の実施の形態
図１０は、本発明の第７の実施の形態を示す図であり、ノズル翼３の後縁３ａが、チップ部１１では円周方向翼腹側に傾斜している。その他の構成は図１あるいは図２に示す実施の形態と略同一である。
【００５６】
図１０は、モデルタービン試験によって得られたノズル後縁平均径における周方向傾斜角θｐと段落効率ηの関係を示す図であって、θｐは１０度付近に設定すると内、外周壁の剥離を低減し高効率が達成されることが分かった。すなわち、θｐが１０度から大幅に外れると剥離による損失が増大してしまうが、θｐを１０度付近に設定することにより剥離による損失を確実に防止することができる。
【００５７】
しかして、上記構成により、内周壁２ａ近傍の流れの剥離が低減され、かつ、ノズルウェークによる損失が低減されて、従来の段落に比べて損失は大幅に低減され、タービン性能を向上することができる。
【００５８】
他の実施の形態
また上述したタービンノズルを最終タービン段落およびその上流のタービン段落の少なくとも１つ以上に適用することにより、ノズル内周壁２ａ近傍の流れの剥離を低減し、良好な流れを実現することができる。またノズルウェークによる損失を十分低下させ、タービン効率・信頼性を向上させることができる。
【００５９】
【発明の効果】
以上の説明したように、本発明はタービンノズル後縁からタービン動翼の前縁に至る軸方向距離の最大値と最小値との関係を式（１）、式（２）を満足するようにしたので、タービン段落ルート部から段落チップ部にかけて上記軸方向距離が影響を及ぼすエネルギ損失を低減することができ、従来技術の軸流タービンに比べてタービン性能を大幅に向上することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施形態を示すタービンノズルの図。
【図２】ノズル翼の後縁と動翼の前縁との軸方向距離と段落損失ξとの関係を示す図。
【図３】本発明の第２の実施形態を示すタービンノズルの図。
【図４】本発明の第３の実施形態を示すタービンノズルの円周方向の傾斜を説明する図。
【図５】ノズル後縁内周壁傾斜角度θｒと段落効率の関係を示す図。
【図６】ノズル後縁外周傾斜角度θｔと段落効率の関係を示す図。
【図７】本発明の第４実施形態を示すタービンノズルの円周方向の傾斜を説明する図。
【図８】本発明の第５実施形態を示すタービンノズルの円周方向の傾斜を説明する図。
【図９】本発明の第６実施形態を示すタービンノズルの円周方向の傾斜を説明する図。
【図１０】本発明の第７実施形態を示すタービンノズルの円周方向の傾斜を説明する図。
【図１１】ノズル後縁平均径傾斜角度βｐと段落効率の関係を示す図。
【図１２】従来の軸流タービンの断面図。
【図１３】図１２のＡ−Ａ断面図。
【図１４】蒸気タービン長翼ルート部、翼平均径、翼チップ部における断面形状と流入する駆動蒸気の速度３角形を示す図。
【図１５】長翼の半径方向断面積分布を示す図。
【図１６】従来のタービン段落の流動状況を説明する図。
【図１７】従来のタービンノズルの傾斜を説明する図。
【図１８】図１７のノズルを採用したタービン内部流れ図。
【図１９】ノズルウェークの説明図。
【図２０】ノズルウェーク混合説明図。
【図２１】ノズルウェークによる動翼損失説明図。
【図２２】ノズルウェークによる混合損失説明図。
【図２３】ノズルウェーク損失説明図。
【図２４】タービン段落損失半径方向分布を示す図。
【図２５】従来段落のノズル‐動翼軸方向距離分布図を示す図。
【図２６】タービン段落反動度分布を示す図。
【符号の説明】
１  ノズル外輪
１ａ  ノズル外周壁
２  ノズル内輪
２ａ  ノズル内周壁
３  ノズル翼
３ａ  ノズル翼の後縁
４  回転軸
５  動翼
５ａ  動翼前縁
１０ａ  環状流路
１１  ルート部
１２  チップ部
Ｄｒ  動翼回転速度
Ｐ  翼平均径
Ｒｒ  ノズル後縁ルート半径
Ｒｔ  ノズル後縁チップ半径
Ｒｘ  反動度
Ｕ  タービン動翼回転周方向速度
Ｗ  ノズルのウェーク
Ｘａ  軸方向
Ｘｒ  ラジアル線
【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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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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