(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
２次元翼によるタービン用静翼であって、
肉厚が一定の板材により構成され、前縁がコード方向に削り込まれてスパン方向の外側領域と内側領域の二箇所に二つの谷部を有する波形をなし、前縁入口角がスパン方向について異なるようにした部分を有することを特徴とするタービン用静翼。
【請求項２】
２次元翼によるタービン用静翼の製造方法であって、
肉厚が一定で、スパン方向に同形の断面を有する板材による静翼本体を準備する過程と、
スパン方向の外側領域と内側領域の二箇所に二つの谷部を有する波形をなし、前縁入口角がスパン方向について異なるように、前記静翼本体の前縁をコード方向に削り込む過程とを有することを特徴とするタービン用静翼の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流型ガスタービンや蒸気タービン等に適する静翼及びその製造方法に関し、特に効率が良く、しかも容易にかつ低コストに製造可能な静翼及びその製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来から、ガスタービンや蒸気タービン等に於いて、効率を向上させるために様々な翼形を用いることが提案されている。例えば、特開平１０−１９６３０３号公報には、翼をスパン方向について背面が或いは腹面側に湾曲させ、２次流れによる損失を抑制することが提案されている。また、翼をスパン方向についてやや捩じることにより、翼の入口角をスパン方向について変化させ、タービンの効率を向上させることが行なわれている。これらの翼形は、３次元翼と呼ばれ、タービンの効率を向上させる上では有効であるものの、鋳造或いはコンピュータ制御の切削過程により製造されるため、製造が困難かつ高コストであることが知られている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
このような従来技術の問題点に鑑み、本発明の主な目的は、効率が良く、しかも容易かつ低コストに製造可能なタービン用静翼及びその製造方法を提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
このような目的は、本発明によれば、タービン用静翼であって、その前縁をコード方向に削り込むことにより、前縁入口角が、スパン方向について異なるようにした部分を有することを特徴とするタービン用静翼を提供することにより達成される。このように、前縁入口角の分布をスパン方向について適正にすることができ、スパン方向の全長に渡って翼の入口角を最適化することができ、圧力損失を抑制し、タービンの効率を向上させることができる。また、この場合、静翼は、圧延加工などより製造された板金により、或いは押し出し加工により製造された型材など、スパン方向に概ね同形の断面を有する部材をコード方向に削り込むことにより製造することができ、３次元翼に比較して、容易かつ低コストに製造することができる。
【０００５】
【発明の実施の形態】
以下に添付の図面に示された具体例に基づいて本発明の実施の形態について詳細に説明する。
【０００６】
図１は、従来形式の３次元翼の一例を示すもので、この翼１は、エアロフォイル翼形を有すると共に、スパン方向にやや捩れた形状を有する。即ち、コードの方向がスパン方向に沿って、回転している。この構成によれば、コードの方向に沿う前縁２の入口角の分布を自由に定めることができ、タービンの効率を向上させることができる。しかしながら、横断面がスパン方向に同形でないことから、鋳造或いはコンピュータ制御の切削過程が、個々の翼について必要となり、コストの高騰を避けることができない。
【０００７】
図２は、単純な２次元翼の一例を示すもので、この翼１は、板材を曲げ加工したものからなる。鋳造された場合には、最小肉厚が規定されるのに対して、軽量化板材からなるため、肉厚を自由に定めることができ、３次元翼に対して軽量化されている。この場合は、横断面がスパン方向に同形であることから、製造が容易かつ低コストであるが、前縁２の入口角が固定され、タービンの効率がある程度犠牲となるのを回避することができない。
【０００８】
図３は、タービンの翼列の模式図で、前縁入口角βの定義を示している。即ち、前縁入口角βは、軸線方向に対する前縁２のなす角度として与えられる。一般に、前縁は、作動流体の流入方向に向けられているのが好ましいが、作動流体の流入方向は、タービンの径方向即ち翼のスパン方向位置に応じて異なる。
【０００９】
図４は、本発明に基づく２次元翼の一例を示すもので、この場合も、翼１は、板材を曲げ加工したものからなる。母材は、横断面がスパン方向に同形であるが、前縁２を適宜削り込み、スパン方向についてコード長が異なる部分を有する。削り込んだ部分は、適宜面取り或いは丸み付けがなされ、空力的な損失が生じないようにされている。また、クリスマリツリーと呼ばれる、翼を固定するための基端部の構造は、別部材を溶接することにより設けることができる。また、板材を曲げ加工したものに代えて、押し出し材等を用いることもできる。更に、断面形状は、空力的に最適なエアロフォイル翼形をなしていても、或いは経済性を優先して、板材を加工するなど、比較的肉厚が一定の簡易翼形を有するものであっても良い。
【００１０】
図５は、コード長Ｄを有する典型的な２次元翼に於いて、前縁からの削り込み深さｘに対する前縁入口角βの変化を示すグラフである。これに基づき、前縁入口角βを所望値とするための削り込み深さを求めることができる。
【００１１】
図６は、翼のスパン長がＬであるような或るタービンに於ける、スパン方向位置ｙに応じた作動流体の流入角、即ち好ましい前縁入口角βの分布を示すグラフである。図５及び６に示されるようなデータに基づき、各スパン方向位置ｙに於ける、前縁からの削り込み深さｘを定めることにより、最適な翼を得ることができる。
【００１２】
図７は、上記した３つの異なる翼を用いた場合の、各スパン方向位置ｙに於ける圧力損失を示すグラフである。単純な２次元翼を用いた場合には、スパン方向外端部分にてかなりの圧力損失が発生するのに対し、本発明に基づく前縁からの削り込みを伴う２次元翼を用いた場合には、３次元翼と略同程度にまで圧力損失を抑えることができることが判る。
【００１３】
【発明の効果】
このように、本発明によれば、３次元翼に匹敵する高い効率を確保することができ、しかも２次元翼の利点である軽量及び低コストを享受することができ、その効果は極めて高い。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来技術に基づく３次元翼の斜視図。
【図２】従来技術に基づく２次元翼の斜視図。
【図３】前縁入口角βの定義を示す、タービンの翼列の模式図。
【図４】本発明に基づく、前縁からの削り込みを伴う２次元翼の斜視図。
【図５】前縁からの削り込み両に対する前縁入口角βの変化をグラフ。
【図６】スパン方向位置に対する好ましい前縁入口角βの分布を示すグラフ。
【図７】従来技術に基づく３次元翼、従来技術に基づく２次元翼及び本発明に基づく２次元翼について、スパン方向位置に対する圧力損失の分布を比較するグラフ。
【符号の説明】
１      翼
２      前縁
【図１】
0004786077.tif 000002
【図２】
0004786077.tif 000003
【図３】
0004786077.tif 000004
【図４】
0004786077.tif 000005
【図５】
0004786077.tif 000006
【図６】
0004786077.tif 000007
【図７】
0004786077.tif 000008