(57)【要約】【課題】衝撃波による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくさせてプロファイル効率を向上させるタービン翼を提供する。【解決手段】本発明に係るタービン翼は、プロファイル１のうち、後縁２の形状を腹側縁線３と背側縁線４とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線３を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線４を前記腹側縁線３の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記腹側縁線３の端部と前記背側縁線４の端部との接続点の角度を略垂直に形成した。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の端部とを直線を介装させて接続する一方、この直線と前記腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項３】
腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成する背側縁線は、楕円線であることを特徴とする請求項１記載のタービン翼。
【請求項４】
楕円線は、長径をａとし、短径をｂとするとき、長径と短径との比ａ／ｂを、
［数１］
ａ／ｂ≦５／１
に設定したことを特徴とする請求項３記載のタービン翼。
【請求項５】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を陰関数曲線で形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項６】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線をその端部に向って徐々に曲率半径の小さい曲線で形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項７】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を複数の短い直線で形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項８】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線をパラメトリック曲線で形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項９】
プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線のうち、端部から５％翼高さのチップ部および端部から５％翼高さのルート部のそれぞれを直線および曲率半径の大きな曲線のうち、いずれか一方を選択して形成する一方、残りの翼有効部を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線で形成し、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したことを特徴とするタービン翼。
【請求項１０】
プロファイル内に冷却媒体の吹出し口を備えるとともに、前記プロファイルの後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記吹出し口を前記腹側縁線側に形成したことを特徴とするタービン翼。
【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、特にプロファイル（翼型）のうち、後縁の形状に改良を加えたタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば、蒸気タービン、ガスタービン等、最近のタービン技術の分野では、性能向上の強化の一環としてタービン翼のプロファイル効率の向上が見直されている。
【０００３】
従来、タービンの内部損失は、全タービン損失のうち、タービン段落損失が約２／３を占めているとされており、無視できない損失量になっている。
【０００４】
タービン段落損失は、大きく分けると、プロファイル損失、二次流れ損失、漏洩損失、湿り損失に分類され、各損失を低減するための開発が進められている。ここで注目しているプロファイル損失とは、翼の後流（ウェーク）に基づく速度分布欠損による損失であり、プロファイル損失を低減させるためには、いかに速度分布欠損を少なくするか重要である。このためには、翼後縁部の形状が重要であり、後縁端は細ければ細いほど損失が少なくなることが知られている。
【０００５】
しかし、現実には、強度上の問題から、後縁端の厚みは制限され、許容限界の厚さで後縁形状は直線か円弧形状となっていた。また、衝撃波が発生するような高マッハ数の場合は、特に後縁部の強度を高くする必要があり、この点を考えると、後縁端を細くすることはできない。
【０００６】
このため、大容量化タービンに適用するタービン翼では、プロファイル効率の向上が見直されており、試行錯誤を繰り返すものの、現在、模索中である。
【０００７】
なお、プロファイルの後縁形状を改良した技術には、例えば特開昭６０−１２２２０１号公報に見られるように、小形過給機に適用したものや、例えば特開２０００−５３０８２号公報に見られるように、水中翼に適用したものがある。
【特許文献１】特開昭６０−１２２２０１号公報
【特許文献２】特開２０００−５３０８２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
特開昭６０−１２２２０１号公報記載のものは、タービン翼と言えどもラジアルタイプの小形過給機に適用するものであり、プロファイルの後縁形状を背側直線と、腹側直線と、端面直線とで形成するとともに、背側直線と端面直線とを曲率半径の大きな円弧で接続する一方、腹側直線と端面直線とを曲率半径の小さな円弧で接続したものである。
【０００９】
しかし、特開昭６０−１２２２０１号公報記載のものは、本願が適用対象とする大容量タービンに較べて取り扱う駆動流体の重量流量が少なく、上述の後縁の形状をそのまま本願に組み入れても後流の速度分布欠損に基づく損失を低く抑えることが難しい。
【００１０】
また、特開２０００−５３０８２号公報のものは、高速艇を適用対象とし、後縁形状を翼前後方向中心線を境に非対称形状にしたものであるが、上述と同様に、このような後縁形状をそのまま本願に組み入れても後流の速度分布欠損に基づく損失が増加する等の問題点を持っている。
【００１１】
このため、大容量タービン分野では、強度を従来とおりに保証しつつ、衝撃波や後流の速度分布欠損に基づく損失を低くしてプロファイル効率をより一層向上させた後縁形状の実現が望まれていた。
【００１２】
本発明は、このような背景技術に基づいてなされたものであり、大容量タービンに適用する際、衝撃波の誘起を少なくさせるとともに、後流の速度分布欠損を少なくさせてプロファイル効率をより一層向上させるタービン翼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】
【００１３】
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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したものである。
【００１４】
また、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の端部とを直線を介装させて接続する一方、この直線と前記腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したものである。
【００１５】
また、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、腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成する背側縁線は、楕円線であることを特徴とするものである。
【００１６】
また、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、楕円線は、長径をａとし、短径をｂとするとき、長径と短径との比ａ／ｂを、
［数２］
ａ／ｂ≦５／１
に設定したものである。
【００１７】
また、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を陰関数曲線で形成したものである。
【００１８】
また、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線をその端部に向って徐々に曲率半径の小さい曲線で形成したものである。
【００１９】
また、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を複数の短い直線で形成したものである。
【００２０】
また、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線をパラメトリック曲線で形成したものである。
【００２１】
また、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、プロファイルのうち、後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線のうち、端部から５％翼高さのチップ部および端部から５％翼高さのルート部のそれぞれを直線および曲率半径の大きな曲線のうち、いずれか一方を選択して形成する一方、残りの翼有効部を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線で形成し、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したものである。
【００２２】
また、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１０に記載したように、プロファイル内に冷却媒体の吹出し口を備えるとともに、前記プロファイルの後縁の形状を腹側縁線と背側縁線とで形成するタービン翼において、前記腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、前記背側縁線を前記腹側縁線の曲率半径よりも小さい曲率半径で形成し、前記吹出し口を前記腹側縁線側に形成したものである。
【発明の効果】
【００２３】
本発明に係るタービン翼は、プロファイルの後縁形状を形成する腹側縁線と背側縁線とにおいて、腹側縁線を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択し、背側縁線を前記腹側縁線よりも曲率半径の小さい曲線にするとともに、前記腹側縁線の端部と前記背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直にし、駆動流体の流れが前記腹側縁線および前記背側縁線に沿うようにし、翼間通路をより広くする構成にするので、衝撃波に基づく損失や後流の速度分布欠損に基づく損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
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。
【００２５】
図１は、本発明に係るタービン翼の第１実施形態を示す概念図である。
【００２６】
本実施形態に係るタービン翼は、三次元フローパターン解析に基づいて設計されたプロファイル１の後縁２の形状を形成する腹側縁線３および背側縁線４のうち、腹側縁線３を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、背側縁線４を上述腹側縁線３の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線、例えば楕円（長円）線で形成する一方、Ｒ部を拡大して図２で示すように、腹側縁線３の端部と背側縁線４の端部との接続点Ｊの角度を略垂直に形成したものである。
【００２７】
また、背側縁線４を形成する曲率半径の小さい曲線、すなわち、楕円（長円）線は、長径をａとし、短径をｂとするとき、長径と短径との比ａ／ｂを
［数３］
ａ／ｂ≦５／１
の範囲に設定したものである。
【００２８】
もっとも、全圧損失係数と強度とを勘案した場合、背側縁線４を形成する楕円（長円）線は、長径と短径との比ａ／ｂを
［数４］
ａ／ｂ≦３／１
にすることが最も好ましい。
【００２９】
図５は、全圧損失係数と強度とから求めた楕円の長径と短径との比を定める楕円長径、短径線図である。
【００３０】
この線図から、全圧損失係数と強度線との交点、つまり楕円の長径ａがａ＝３で、短径ｂがｂ＝１であることがわかった。
【００３１】
また、図４は、従来のタービン翼のプロファイル損失と本実施形態に係るプロファイル損失とを対比させた損失線図で、縦軸に全圧損失係数を採り、横軸に翼間ピッチ（Ｐ）と翼コード長（ｃ）とのピッチ（Ｐ）／翼コード長（ｃ）比を採っている。
【００３２】
この線図から、図１０〜図１２で示した従来の後縁の形状に較べて本実施形態に係る後縁２の背側縁線４を楕円線で形成したので、損失が少ないことがわかった。
【００３３】
特に、ピッチ（Ｐ）／翼コード長（ｃ）の比が小さい場合、本実施形態に係る後縁２の背側縁線４の方が図１０〜図１２で示した従来の後縁の形状に較べて損失が少ないのは、背側縁線４を楕円線で形成すると、それだけ翼間の通路が大きくなり、このために衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失が少なくなったと考えられる。
【００３４】
このように、本実施形態は、プロファイル１の後縁２の形状を形成する腹側縁線３および背側縁線４のうち、腹側縁線３を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、背側縁線４を上述腹側縁線３の曲率よりも小さい曲線、例えば楕円線で形成する一方、腹側縁線３の端部と背側縁線４の端部との接続点Ｊの角度を略垂直にし、翼間通路を広くする構成にしたので、衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
【００３５】
なお、本実施形態は、後縁２の背側縁線４を曲率半径の比較的小さい曲線、例えば楕円線で形成したが、この例に限らず、陰関数曲線、パラメトリック曲線、背側縁線４がその端部（腹側縁線との接続点Ｊ）に向って曲率半径を徐々に小さくする曲線、背側縁線４を短い直線で結ぶ線に形成してもよい。これらの線は、いずれもが翼間通路を広く確保することができる。
【００３６】
また、本実施形態は、腹側縁線３の端部と背側縁線４の端部との接続点Ｊの角度を略垂直にしたが、この例に限らず、例えば、図３に示すように、腹側縁線３の端部と背側縁線４の端部とを直線５を介して接続させるとともに、直線５と腹側縁線３の端部との接続点Ｋの角度を略垂直にしてもよい。
【００３７】
プロファイルを作製する際、基準の位置決めを設定する場合に有効である。
【００３８】
図６は、本発明に係るタービン翼の第３実施形態を示す概念図である。
【００３９】
本実施形態に係るタービン翼は、チップ部（翼頂部）ＴＩＰの端部から翼高５％の領域とルート部（翼根元部）ＲＯＴの端部から翼高５％の領域のそれぞれに境界層が発達しており、この境界層に二次流れが加わり、二次流れ損失が発生しているが、翼高中央部ＰＣＤを中心とするチップ部ＴＩＰの端部から翼高５％の領域およびルート部ＲＯＴの端部かに翼高５％の領域までの翼有効部ＢＥＰの領域に駆動流体の流れに乱れがないことに着目したものであり、プロファイル１の後縁２のうち、後縁２のチップＴＩＰの端部から翼高５％の領域およびルート部ＲＯＴの端部から翼高５％の領域のそれぞれのＳ部を拡大した図７で示すように、腹側縁線３および背側縁線４のそれぞれを直線および曲率半径の大きな曲線のうち、いずれか一方を選択して形成し、腹側縁線３の端部と背側縁線４の端部とを円弧６で接続させたものである。
【００４０】
また、本実施形態に係るタービン翼は、プロファイル１の後縁２の翼有効部ＢＥＰの領域のＴ部を拡大した図８で示すように、腹側縁線３を直線および曲率半径の大きい曲線のうち、いずれか一方を選択して形成するとともに、背側縁線４を腹側縁線３の曲率半径よりも小さい曲率半径の曲線、例えば楕円線で形成し、腹側縁線３の端部と背側縁線４の端部との接続点Ｊの角度を略垂直に形成したものである。
【００４１】
このように、本実施形態は、プロファイル１の後縁２のうち、翼有効部ＢＥＰの領域における背側縁線４を、例えば楕円線で形成し、楕円線の持つ特性、つまり、広い翼間通路を確保する構成にしたので、衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
【００４２】
図９は、本発明に係るタービン翼の第４実施形態を示す概念図である。
【００４３】
本実施形態に係るタービン翼は、冷却翼を適用対象とするもので、冷却媒体の吹出し口７を後縁２を形成する腹側縁線３側に寄せたものである。
【００４４】
このように、本実施形態は、冷却翼における冷却媒体の吹出し口７を後縁２を形成する腹側縁線３側に寄せ、後縁２を形成する背側縁線４を、例えば楕円線で形成し、楕円線の持つ特性、つまり広い翼間通路を確保する構成にしたので、衝撃による損失や後流の速度分布欠損による損失を少なくしてプロファイル効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】本発明に係るタービン翼の第１実施形態を示す概念図。
【図２】図１で示したＲ部の一部切欠部分拡大図。
【図３】本発明に係るタービン翼の第２実施形態を示す概念図。
【図４】従来のタービン翼のプロファイル損失と本発明に係るタービン翼のプロファイル損失とを対比させた損失線図。
【図５】全圧損失係数と強度とから求めた楕円の長径と短径との比を定める楕円長径、短径線図。
【図６】本発明に係るタービン翼の第３実施形態を示す概念図。
【図７】図６で示したＳ部の一部切欠部分拡大図。
【図８】図６で示したＴ部の一部切欠部分拡大図。
【図９】本発明に係るタービン翼の第４実施形態を示す一部切欠部分拡大図。
【図１０】従来のタービン翼を示す概念図。
【図１１】図１０で示したＵ部の一部切欠部分拡大図。
【図１２】図１１で示したタービン翼とは別の従来の後縁を示す一部切欠部分拡大図。
【符号の説明】
【００４６】
１  プロファイル
２  後縁
３  腹側縁線
４  背側縁線
５  直線
６  円弧
７  吹出し口
１０  プロファイル
１１  後縁
１２  腹側縁線
１３  背側縁線
１４  直線
１５  円弧
【図１】
2005076533.tif 000003
【図２】
2005076533.tif 000004
【図３】
2005076533.tif 000005
【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2005076533.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【図１０】
2005076533.tif 000012
【図１１】
2005076533.tif 000013
【図１２】
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