(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
同軸に形成される円筒状の内周壁および外周壁と、流体の流入側の前縁と流体の出口側の後縁との間に形成された腹側曲面および背側曲面の２つの湾曲状の曲面からなり、前記前縁および前記後縁が前記内周壁と前記外周壁の間に挟まれるように配置される翼本体を備えるタービン翼において、前記翼本体のうち、前記腹側曲面および前記背側曲面のそれぞれの前記前縁と前記後縁との中間位置から前記後縁に至るまでの翼表面を翼面粗さ管理領域とするとともに、前記翼本体の両端部の前記内周壁および前記外周壁の少なくとも一方の表面を翼エンドウォール表面粗さ管理領域とし、前記翼面粗さ管理領域と前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域における各表面粗さの値をそれぞれ予め定められた異なる値に設定したことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
請求項１記載のタービン翼において、翼本体はノズル翼であり、内周壁および外周壁はそれぞれ、前記翼本体を挟持するノズルダイアフラム内輪およびノズルダイアフラム外輪であることを特徴とするタービン翼。
【請求項３】
請求項１記載のタービン翼において、翼素本体はタービン動翼であり、外周壁は前記タービン動翼の外周端に設けられたシュラウドであることを特徴とするタービン翼。
【請求項４】
前記翼面粗さ管理領域の表面粗さの値をＡとし、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域の表面粗さの値をＢとし、翼高さをＨとし、翼コード長さをＬとし、アスペクト比をＨ／Ｌとするとき、アスペクト比Ｈ／Ｌが予め定められた値を境として前記表面粗さＡ，Ｂの関係式を大小異ならしめることを特徴とする請求項１〜３の何れか１項に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記翼面粗さ管理領域の表面粗さの値をＡとし、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域の表面粗さの値をＢとし、翼高さをＨとし、翼コード長さをＬとするとき、アスペクト比Ｈ／Ｌが２以下のとき、前記表面粗さＡ，Ｂを、Ａ≧Ｂの関係式を満たすように設定したことを特徴とする請求項４記載のタービン翼。
【請求項６】
前記翼面粗さ管理領域の表面粗さの値をＡとし、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域の表面粗さの値をＢとし、翼高さをＨとし、翼コード長さをＬとするとき、アスペクト比Ｈ／Ｌが２以上のとき、前記表面粗さＡ，Ｂを、Ａ＜Ｂの関係式を満たすように設定したことを特徴とする請求項４記載のタービン翼。
【請求項７】
前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域は、翼エンドウォール表面粗さのうち最大高さをＲｙとし、翼コード長さをＬとするとき、翼コードの単位長さ当りの翼エンドウォール表面粗さ比Ｒｙ／Ｌを、Ｒｙ／Ｌ＜０．００１の関係式を満たすことを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項記載のタービン翼。
【請求項８】
前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域は、翼エンドウォール表面粗さのうち最大高さをＲｙとするとき、Ｒｙ＜５０μｍの関係式を満たすことを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項記載のタービン翼。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれか１項記載のタービン翼を備える蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼に係り、特に、翼効率のより一層の向上を図ったタービン翼、およびこれを備える蒸気タービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近時、発電プラントに適用される蒸気タービンは、環境問題や省エネルギの観点から、信頼性の確保および高効率化の強化見直しが行われており、その中でも数多くの使用実績がある軸流タイプを対象としている。
【０００３】
軸流タイプの蒸気タービンは、図３に示すように、静翼外輪１１と静翼内輪１２とで挟設支持され、環状列に配置する静翼１３と回転軸１４のディスク１５に植設された動翼１６と、この動翼１６の翼頂部側に設置されたシュラウド１７とでタービン段落１８を構成し、このタービン段落１８を回転軸１４の軸方向に向って複数段に配置している。
【０００４】
また、軸流タイプの蒸気タービンは、シュラウド１７と静翼外輪１１との隙間から漏洩する蒸気の流れを防ぐフィン１９を静翼外輪１１に植設する一方、静翼内輪１２と回転軸１４との隙間から漏洩する蒸気の流れを防ぐラビリンスフィン２０を静翼内輪１２に植設している。
【０００５】
このような構成を備える軸流タイプの蒸気タービンは、静翼１３内で蒸気を膨張させて増速し、増速させた蒸気の流れを動翼１６で転向させ、その際、動翼１６に回転力を与え、この回転力によって発電機（図示せず）を駆動し、発電を行っている。
【０００６】
ところで、軸流タイプに適用する静翼１３および動翼１６のうち、少なくともいずれか一方のタービン翼は、空力性能向上策の一環として、翼面の粗さを細かくし、滑らかに施工して管理し、翼面の摩擦損失を抑制する手法が採り入れられている。
【０００７】
このような翼面の管理の下、最近のタービン翼では、翼面全域を対象とし、設計製作図面上で翼面粗さＲｙ値（ＪＩＳ表記：最大粗さ高さ、単位ミクロン）を２０以下に指定し、翼面粗さの施工管理を行っている。
【０００８】
翼表面の粗さを施工管理すると、タービン翼は、空力性能を向上することがＦｏｒｓｔｅｒ等による非特許文献１で報告している。
【０００９】
また、他の空力性能向上策には、例えば、特許文献１に見られるように、翼後縁部のスパン方向に向って延びるスリット管を設け、翼背側に発生する衝撃波を緩衝させるとともに、圧力損失を低減させることが開示されている。
【００１０】
また、タービン翼とは異なるが、圧縮機翼では、低レイノルズ数領域における層流剥離渦および乱流境界層発達の抑制に基づく翼効率の向上と、サージ裕度減少防止のため、翼面粗さを細かにし、滑らかに施工する管理が、例えば、特許文献２に開示されている。
【００１１】
また、タービン翼に関するものでは、動翼の前縁で乱流遷移促進策として前縁表面の粗さを大きくする手法が、例えば、特許文献３に開示されている。
【００１２】
ここで、タービン翼における翼面粗さおよび翼面速度が摩擦損失に与える影響度合を考察してみる。
【００１３】
一般に、翼面に形成される境界層の特性値として、排除厚δや運動量厚さθで定義される境界層厚さがある。すなわち、翼面近傍に形成される単位時間当りの運動量欠損は、上述運動量厚さθの部分を通過する運動量と等価である。このため、運動量欠損は、非特許文献２に見られるように、翼面剪断応力、物体の抗力、圧力損失に直接関連する。
【００１４】
この運動量厚さθは、図４に示すように、翼面速度の絶対値が大きい程、厚くなることが非特許文献３で報告されている。
【００１５】
また、運動量厚さθは、図５に示すように、翼面速度が大きくなるほど厚くなることが非特許文献４に報告されている。
【特許文献１】特開２００２−２１５０２号公報
【特許文献２】特開２００２−３１７７９７号公報
【特許文献３】特開２０００−１０４５０１号公報
【非特許文献１】Proc Instn Mech Engrs 1966_67  Vol 181  Pt 1 N0 18
【非特許文献２】白倉著  流体力学（２）pp66,67  コロナ社
【非特許文献３】J.H.HORLOCK著  Axial Flow Turbines pp98,99
【非特許文献４】K.Bammert, Trans.ASME Power OCT.1980,Vol.102 pp.978_98
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１６】
ところで、軸流タイプの蒸気タービンの内部損失は、大きく分けて翼プロファイル損失、二次流れ損失、漏洩損失に分類されている。この中でも、二次流れ損失を低減させることが空力性能を向上させる上で重要な重点項目になっている。
【００１７】
図６は、蒸気が翼間を流れるときに発生する二次流れ損失を示す模式図である。境界層を伴った蒸気は、翼２１の前縁に流れると馬蹄形縦渦２２になり、背側と腹側に二分されて成長する。背側では、翼面に沿って流れる蒸気がカウンタ渦２３となるのに対し、腹側では、隣接する翼２１の背側に向うとき剥離渦になって流れる。そして、この剥離渦は、隣接する背側に達すると、翼高さ方向に向って大きく成長し、パッセージ渦２４となり、上述カウンタ渦２３に重なって流れる。
【００１８】
このような事象を翼列試験を行って検証してみると、翼列損失中、カウンタ渦２３とパッセージ渦２４が二次流れ損失の要因であり、また、翼後縁からのウェーク（後流）２５の速度欠損が翼プロファイル損失の主要因であることがわかった。
【００１９】
また、図７は、翼端面から翼高さ（スパン）方向の翼列ピッチ方向平均翼列損失分布線図であるが、この線図から、翼高さ方向７〜１８％の範囲に亘ってパッセージ渦２４が現われていることがわかった。
【００２０】
なお、翼端部の翼高さ方向５％以内では、翼端面に形成される境界層とカウンタ渦２３とに基づく速度欠陥が現われている。
【００２１】
しかし、この速度欠損は、局所的に圧力損失が大きいものの、その領域は著しく小さい。
【００２２】
このため、速度欠損をそのままにしておき、むしろパッセージ渦２４の翼高さ（スパン）方向の広がりを抑制することの方が二次流れ損失を低減させる上で重要である。
【００２３】
このように、二次流れ損失を低減させるために、パッセージ渦２４が翼高さ方向に向って進展しないように翼面粗さの管理が大切になってきている。
【００２４】
しかも、最近のタービン翼は、高反動型翼型を採用し、翼列ピッチが大きくなっていることを考慮すると、より一層翼面粗さを管理し、二次流れ損失を抑制する必要性が求められていた。
【００２５】
本発明は、このような事情に基づいてなされたもので、翼面の粗さを高精度に維持して管理し、パッセージ渦に基づく二次流れ装置出力をより一層抑制するタービン翼、およびこれを備える蒸気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】
【００２６】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項１に記載したように、同軸に形成される円筒状の内周壁および外周壁と、流体の流入側の前縁と流体の出口側の後縁との間に形成された腹側曲面および背側曲面の２つの湾曲状の曲面からなり、前記前縁および前記後縁が前記内周壁と前記外周壁の間に挟まれるように配置される翼本体を備えるタービン翼において、前記翼本体のうち、前記腹側曲面および前記背側曲面のそれぞれの前記前縁と前記後縁との中間位置から前記後縁に至るまでの翼表面を翼面粗さ管理領域とするとともに、前記翼本体の両端部の前記内周壁および前記外周壁の少なくとも一方の表面を翼エンドウォール表面粗さ管理領域とし、前記翼面粗さ管理領域と前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域における各表面粗さの値をそれぞれ予め定められた異なる値に設定したものである。
【００２８】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項２に記載したように、請求項１記載のタービン翼において、翼本体はノズル翼であり、内周壁および外周壁はそれぞれ、前記翼本体を挟持するノズルダイアフラム内輪およびノズルダイアフラム外輪であることを特徴とするものである。
【００２９】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項３に記載したように、請求項１記載のタービン翼において、翼素本体はタービン動翼であり、外周壁は前記タービン動翼の外周端に設けられたシュラウドであることを特徴とするものである。
【００３０】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項４に記載したように、前記翼面粗さ管理領域の表面粗さの値をＡとし、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域の表面粗さの値をＢとし、翼高さをＨとし、翼コード長さをＬとし、アスペクト比をＨ／Ｌとするとき、アスペクト比Ｈ／Ｌが予め定められた値を境として前記表面粗さＡ，Ｂの関係式を大小異ならしめることを特徴とするものである。
【００３１】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項５に記載したように、前記翼面粗さ管理領域の表面粗さの値をＡとし、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域の表面粗さの値をＢとし、翼高さをＨとし、翼コード長さをＬとするとき、アスペクト比Ｈ／Ｌが２以下のとき、前記表面粗さＡ，Ｂを、Ａ≧Ｂの関係式を満たすように設定したものである。
【００３２】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項６に記載したように、前記翼面粗さ管理領域の表面粗さの値をＡとし、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域の表面粗さの値をＢとし、翼高さをＨとし、翼コード長さをＬとするとき、アスペクト比Ｈ／Ｌが２以上のとき、前記表面粗さＡ，Ｂを、Ａ＜Ｂの関係式を満たすように設定したものである。
【００３３】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項７に記載したように、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域は、翼エンドウォール表面粗さのうち最大高さをＲｙとし、翼コード長さをＬとするとき、翼コードの単位長さ当りの翼エンドウォール表面粗さ比Ｒｙ／Ｌを、Ｒｙ／Ｌ＜０．００１の関係式を満たすことを特徴とするものである。
【００３４】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項８に記載したように、前記翼エンドウォール表面粗さ管理領域は、翼エンドウォール表面粗さのうち最大高さをＲｙとするとき、Ｒｙ＜５０μｍの関係式を満たすことを特徴とするものである。
【００３５】
本発明に係るタービン翼は、上述の目的を達成するために、請求項９に記載したように、請求項１〜８のいずれか１項記載のタービン翼を備えるものである。
【発明の効果】
【００３６】
本発明に係るタービン翼は、翼本体における腹側および背側の中間位置から後縁に至るまで翼面粗さ管理領域を設けるとともに、翼本体の両端を挟設支持するダイアフラム外内輪のそれぞれに翼エンドウォール表面粗さ管理領域を設け、流体の流れを円滑かつ安定にさせたので、二次流れに基づく損失および圧力損失をより一層抑制することができ、このようなタービン翼を採用した蒸気タービンによれば、より一層熱効率の向上を図ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３７】
以下、本発明に係るタービン翼の実施形態を図面および図面に付した符号を引用して説明する。
【００３８】
本実施形態に係るタービン翼は、例えば、静翼１を適用対象とするとき、蒸気等の流体の流入側に位置する前縁２と、流体の流出側に位置する後縁３と、これら前縁２と後縁３とを２つの稜線で結び、外側に向って湾曲面状に形成する腹側４と背側５とからなる翼本体６を備えている。
【００３９】
また、本実施形態に係るタービン翼は、翼本体６のチップ側（翼頂部側）とルート側（翼根元部側）とのそれぞれをダイアフラム外輪７とダイアフラム内輪８とで挟設支持する一方、境界層の運動量厚さが大きい翼面低圧領域あるいは翼面高速領域に位置する翼面粗さ管理領域９と壁面を囲う翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂとを備えている。
【００４０】
また、これら翼面粗さ管理領域９と翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂとのうち、翼面粗さ管理領域９は、図示、一点鎖線で囲う翼本体６における腹側４および背側５の中間位置から後縁３に至るまでの領域であり、さらに翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂは、翼本体６の両端を挟設支持するダイアフラム外輪７の内面壁（流体の通過側）とダイアフラム内輪８の内面壁（流体の通過側）との全領域になっている。
【００４１】
このように、本実施形態は、翼本体６とダイアフラム外，内輪７，８との内面壁とのそれぞれに翼面粗さ管理領域９、翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂとを区分けし、これら区分け領域９，１０ａ，１０ｂの表面粗さを予め設定した値に管理する区域としたので、当該領域９，１０ａ，１０ｂを通過する流体に発生する摩擦損失を低く抑えることができ、翼本体６のルート側に発生する二次流れ渦（パッセージ渦）の翼高さ（翼スパン）方向への広がりを抑制して二次流れ損失をより一層抑制することができる。
【００４２】
なお、本実施形態は、静翼を適用対象としたが、この例に限らず、動翼も適用対象とすることができる。
【００４３】
動翼を適用対象とする場合、翼面粗さ管理領域は、静翼と同様に、翼本体の中間位置から後縁に至る領域であり、また、翼エンドウォール表面粗さ管理領域は、翼先端に設けたシュラウドが該当する。
【００４４】
一方、翼面粗さ管理領域９と翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂとの表面粗さを比較する際、翼面粗さ管理領域９の翼面管理粗さの値をＡとし、翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂの壁面管理粗さの値をＢとし、翼高さをＨ、翼コード長さＬとするとき、本実施形態では、アスペクト比Ｈ／ＬがＨ／Ｌ≦２の場合、表面粗さの値Ａ，Ｂの関係式は、Ａ≧Ｂに設定するのがより好ましい。すなわち、本発明では、翼高さが比較的低い翼においては、翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂの壁面管理粗さを翼面粗さ管理領域９の翼面管理粗さよりも小さく設定するか、あるいはほぼ同等の粗さに設定して、厳密に管理している。
【００４５】
従来の技術においては、翼エンドウォール表面粗さ管理領域を設けないため、本発明において翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂの壁面管理粗さを翼面粗さ管理領域９の翼面管理粗さとほぼ同等の粗さに設定することでも、従来翼と比較して二次流れ損失を低く抑えることができるが、さらに表面粗さの値Ａ，Ｂの関係をＡ≧Ｂとすることでより大きな効果が期待できる。
【００４６】
また、アスペクト比Ｈ／Ｌが、Ｈ／Ｌ＞２の場合、本実施形態は、表面粗さの値Ａ，Ｂの関係式をＡ＜Ｂまたは翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂを非管理領域に設定する。  このように、本実施形態は、アスペクト比Ｈ／Ｌが、Ｈ／Ｌ≦２のとき、表面粗さＡ，Ｂの関係式をＡ≧Ｂ、あるいは翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂの表面粗さを、翼面粗さ管理領域９の翼面粗さと同等のレベルに設定し、流体の流れの円滑かつ安定化を図ったので、二次流れ損失をより一層低く抑えることができる。
【００４７】
また、本実施形態は、アスペクト比Ｈ／Ｌが、Ｈ／Ｌ＞２のとき、表面粗さＡ，Ｂの関係式をＡ＜Ｂまたは翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂを非管理域に設定するので、低コストの下、粗さ管理を行うことができる。
【００４８】
ところで、本実施形態に係るタービン翼では、翼エンドウォール表面粗さのうち、最大高さをＲｙ（ＪＩＳ表記最大粗さ）とし、翼コード長さをＬとするとき、翼コードの単位長さ当りの翼エンドウォール表面粗さ比Ｒｙ／Ｌを、Ｒｙ／Ｌ＜０．００１に施工管理すると、図２に示すように、より一層圧力損失が少なくなっていることが実験によって確認された。
【００４９】
すなわち、図２は、翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂにおいて、翼エンドウォール表面粗さを、翼コードの単位長さ当りの翼エンドウォール表面粗さ比Ｒｙ／Ｌ＜０．００１とし、さらに、その比をＲｙ／Ｌ＞０．００１とした場合の圧力損失を低減化させた度合を比較した線図である。
【００５０】
この線図から、比Ｒｙ／Ｌ＞０．００１に較べて比Ｒｙ／Ｌ＜０．００１の方が翼列損失δζだけ低くなっており、また、二次流れ渦領域δｙだけ少なくなっていることがわかった。
【００５１】
このように、本実施形態は、翼コードの単位長さ当りの翼エンドウォール表面粗さ比Ｒｙ／Ｌを、Ｒｙ／Ｌ＜０．００１の関係式を満たすように、翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂを施工管理するので、圧力損失および二次流れ渦領域をより一層少なくさせることができる。
【００５２】
なお、本実施形態は、翼エンドウォール表面粗さ管理領域１０ａ，１０ｂを、Ｒｙ／Ｌ＜０．００１の関係式を満たすように設定したが、この例に限らず、翼エンドウォール表面粗さＲｙを、Ｒｙ＜５０にしてもよい。
【図面の簡単な説明】
【００５３】
【図１】本発明に係るタービン翼の実施形態を示す概念図。
【図２】本発明に係るタービン翼のうち、翼エンドウォール表面粗さを翼コードの単位長さ当りの翼エンドウォール表面粗さ比Ｒｙ／Ｌを、Ｒｙ／Ｌ＜０．００１およびＲｙ／Ｌ＞０．００１としたときに圧力損失を比較する線図。
【図３】従来の軸流タイプのタービンを示す断面図。
【図４】従来のタービン翼の翼面速度と運動量厚さとの関係を示す線図。
【図５】従来のタービン翼における腹側粗さおよび背側粗さのそれぞれと運動量厚さとの関係を示す線図。
【図６】従来のタービン翼において、翼間を流れる流体の挙動を説明する図。
【図７】従来のタービン翼において、流体の二次流れに基づく翼損失を示す線図。
【符号の説明】
【００５４】
１  静翼
２  前縁
３  後縁
４  腹側
５  背側
６  翼本体
７  ダイアフラム外輪
８  ダイアフラム内輪
９  翼面粗さ管理領域
１０ａ，１０ｂ  翼エンドウォール表面粗さ管理領域
１１  静翼外輪
１２  静翼内輪
１３  静翼
１４  回転軸
１５  ディスク
１６  動翼
１７  シュラウド
１８  タービン段落
１９  フィン
２０  ラビリンスフィン
２１  翼
２２  馬蹄形縦渦
２３  カウンタ渦
２４  パッセージ渦
２５  ウェーク
【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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