(57)【要約】【課題】タービン動翼におけるプロファイル損失を低減させることで段落性能を向上させることができる軸流タービンを得ること。【解決手段】タービンノズルとタービン動翼とによりタービン段落を構成する軸流タービンにおいて、タービン動翼６における動翼幾何流入角β２Ｇを、翼高さ比が０．０から０．１までの範囲では翼高さ比が０．１における動翼幾何流入角β２Ｇより５度乃至１５度だけ小さくなるよう連続的に減少させるとともに、翼高さ比が０．９から１．０の範囲では翼高さ比が０．９における動翼幾何流入角β２Ｇより１０度乃至２０度だけ大きくなるよう連続的に増加させた。【選択図】  図１
2005030266.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンノズルとタービン動翼とによりタービン段落を構成する軸流タービンにおいて、タービン動翼における動翼幾何流入角を、動翼相対流入角に対応して翼ルート部およびその近傍では翼中間部における動翼幾何流入角より急激に減少させるとともに、翼チップ部およびその近傍では翼中間部における動翼幾何流入角より急激に増加させたことを特徴とする軸流タービン。
【請求項２】
動翼幾何流入角を、翼高さ比が０．０から０．１までの範囲では翼高さ比が０．１における動翼幾何流入角より５度乃至１５度だけ小さくなるよう連続的に減少させるとともに、翼高さ比が０．９から１．０の範囲では翼高さ比が０．９における動翼幾何流入角より１０度乃至２０度だけ大きくなるよう連続的に増加させ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】
動翼のルート部からチップ部までの各翼形形状の中心点を結んだ翼断面中心線を、動翼を植設するタービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線に対して、動翼のルート部およびチップ部から動翼の腹側方向に傾斜させて直線状に形成するとともに、動翼の中間部における翼断面中心線を腹側方向に湾曲させたことを特徴とする、請求項１または２記載の軸流タービン。
【請求項４】
各ノズル高さ方向の翼断面の積み重ねをダイヤフラム内周壁面からダイヤフラム外周壁面に向かって翼断面腹側方向に直線的に傾斜するようにしたタービンノズルと、請求項１乃至３のいずれかに記載のタービン動翼との組合せからなること特徴とする軸流タービン。
【請求項５】
ノズル翼のルート部からチップ部までの各翼形形状の中心点を結んだ翼断面中心線を、タービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線に対して、ノズル翼のルート部およびチップ部からノズル翼の腹側方向に傾斜させて直線状に形成するとともに、ノズル翼の中間部における翼断面中心線を腹側方向に湾曲させたタービンノズルと、請求項１乃至３のいずれかの記載のタービン動翼との組み合わせからなることを特徴とする軸流タービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービン動翼及びそのタービン動翼とタービンノズルとの組み合わせからなる軸流タービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
発電用プラントにおいては、昨今、経済性および効率性の高さによりコンバインドサイクルが大半を占めている。コンバインドサイクルは発電をになう原動機であるガスタービンと蒸気タービンおよびガスタービンからの排ガスの熱エネルギを蒸気に変換する排熱回収ボイラ（ＨＲＳＧ）とにより構成されている。一般にコンバインドサイクルにおいてはガスタービン出力に対して蒸気タービンの出力割合は約１／２程度であり、ガスタービン単体の出力が２０万ＫＷであれば、それと組み合わされる蒸気タービンは１０万ＫＷ程度の出力となる。コンバインドサイクルにおける蒸気タービン出力はガスタービンとの組み合わせ方により出力範囲は２０万ＫＷより３０万ＫＷが一般的である。
【０００３】
この蒸気タービンの出力は蒸気流量に比例するために出力が小さいほど蒸気流量が少なく、蒸気タービンを構成するタービン段落も小さくなり、通路部を構成するタービンノズル、タービン動翼も小さくなる。特に、圧力が高く蒸気容積が小さい高圧部では顕著に小さくなる。コンバインドサイクルを構成する蒸気タービンは出力が２０万ＫＷから３０万ＫＷと比較的に出力が小さいために蒸気タービンを構成するタービンノズル、タービン動翼も小さくなる。
【０００４】
図３は、一般的な軸流タービンのタービン段落の構成を示す図であって、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、多数枚のノズル翼３を周方向に配列することによりタービンノズル４が構成されている。上記ノズル翼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面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面２ａに固定され一つのタービンノズルが構成されている。このように構成されたタービンノズル４の下流側には、ロータディスク５に固定され放射方向に立設された多数の動翼６が配置されており、上記ノズル翼３からなるタービンノズル４と多数の動翼６の列により一段のタービン段落が構成されている。上記動翼６の外周端には、動翼６を固定するため及び作動流体の漏洩を防止するためシュラウド７が装着してある。
【０００５】
このタービン動翼６はロータディスク５の外周に周方向に所定間隔で列状に植設されており、一般的にタービン出力が小さい場合、タービン段落におけるタービンノズルのノズル翼３の翼高さＮＨおよび動翼６の高さＢＨが低くなる。
【０００６】
ところで、タービン翼列に発生する損失は大きく分類すると、翼型形状そのものに起因するプロファイル損失と翼列間を流れる流体に起因する二次損失とに分けられる。プロファイル損失は、翼表面と流体の摩擦による損失、スロート（最短翼間距離）に占める翼後縁端の厚みに関する損失、翼の転向角の影響による損失などに分けられ、これらを総じてプロファイル損失と称する。
【０００７】
また、二次損失は図３に示すノズル翼３のノズル内周壁面２ａ、ノズル外周壁面１ａ、及び動翼６部におけるロータディスク５の外周面５ａ、シュラウド７の内周面７ａに生ずる壁面境界層を含む二次流れ部に発生する損失である。タービンノズル４の内周壁面２ａ、外周壁面１ａ或いはロータディスク５の外周面５ａ、シュラウド７の内周面７ａを流れる作動流体は壁面との摩擦により速度の遅い部分（壁面境界層）を生じる。二次流れとはこの速度が遅い壁面境界層により発生する流れであり、通路部内にて大きな渦流をつくり流体の持つエネルギを散逸させてしまう。この二次損失は翼高さが低いほど翼列の持つ損失全体への割合が高くなる。
【０００８】
図４は、タービンノズルの翼高さ方向の損失分布を示す図であり、縦軸に翼列に発生する損失を示し、横軸に翼高さ比を示す。図中点線は翼のプロファイル損失であり、内周壁面および外周壁面である翼高さ比０および１．０近傍部の実線部とプロファイル損失（点線）とに囲まれたハッチング部分が二次損失部である。二次損失は壁面境界層の厚さに起因するために、翼高さの高低に関わらず二次損失領域の絶対高さはほとんど変わらない。つまり、翼高さが低いほど、翼列損失全体に占める二次損失の割合が大きくなる。
【０００９】
コンバインドサイクルに用いられる蒸気タービンは、前述のように翼高さが小さくなるために二次流れ損失の割合が大きくタービン全体の効率を低下させている。このようなことから、二次損失割合の顕著な高圧タービン部の二次損失を低減することにより、タービン全体の効率を上昇させることができる。
【００１０】
そこで、図５に示すように、各ノズル高さ方向の翼断面の積み重ねをダイヤフラム内周壁面からダイヤフラム外周壁面に向かって翼断面腹側方向に直線的に傾斜するようにし、ノズル流路内での流れの流線が内周側に偏向し内周面に押し付けられて境界層の成長が抑止されるようにしたもの、或いは、図６に示すように、ノズル翼のルート部からチップ部までの各翼形形状の中心点を結んだ翼断面中心線を、タービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線Ｅに対して、ノズル翼のルート部およびチップ部からノズル翼の腹側方向に傾斜させて直線状に形成するとともに、ノズル翼の中間部における翼断面中心線を腹側方向に湾曲させ、翼間流路における速度ベクトルがノズルルート側ではノズル内輪２、チップ側ではノズル外輪１の方向に向けられ、ノズル内輪２およびノズル外輪１の両方で境界層の成長が抑止されるようにしたものが提案されている。
【００１１】
【特許文献１】
特開２００２−２５６８１０号公報
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、二次損失は壁面境界層の発達とともに大きくなっていくが、タービン動翼ではタービンノズルで発達した二次流れおよびノズル翼で形成された壁面境界層が流入するために、従来設計で想定している流れとは相違している。従来設計で想定している流れにおいては、翼チップ径と翼ルート径との比（これをボス比と呼ぶ）が１．１程度と小さい場合は動翼へ流入する作動流体の流入角は半径方向に大きな変化はないために、ほぼ一定の角度で作動流体が動翼へ流入することとなる。そのために、ボス比の小さな段落、言い換えれば翼長の低い段落にて構成される高圧タービンのタービン動翼は、半径方向に一定の翼型が採用されている。
【００１３】
図７は図３に示すａ−ａ断面部を示す図であり、図中の矢印は流れ場の状態を示すベクトルである。ノズル翼３より流出する作動流体はノズル翼３の幾何形状に沿って所定の角度α２、速度Ｃ２にて流出する。動翼は回転周速度ｕで周方向へ移動しているために、作動流体は動翼６に対して角度β２で流入する。動翼６を通過した流れは動翼幾何形状に沿って所定の角度β３、速度Ｗ３にて流出し、回転周速度ｕにより角度α３、速度Ｃ３で次段落ノズルへ流入する。動翼の幾何入口角度はこのような流れ場の作動流体角度β２（動翼相対流入角）に合うように設計される。比較的ボス比の小さな段落はこの動翼相対流入角β２の半径方向変化が小さいために、動翼の形状は半径方向に同一の断面形状を積み重ねた形状が用いられてきた。しかしながら、モデルタービンによる流れ場の計測によれば設計時の想定と相違し、特に二次損失が大きな内外周壁面近傍においては流れ角度の偏向がみられる。
【００１４】
図８は縦軸に動翼相対流入角度β２を、横軸に翼高さ比をとり、動翼相対流入角β２の翼高さ方向の分布を示す図であって、従来設計法による動翼相対流入角は、実線で示すように、翼高さが高くなる従い次第に動翼相対流入角β２も大きくなるようにしてある。また、１点鎖線は動翼幾何流入角β２Ｇを示すものであり、動翼幾何流入角β２Ｇは同一翼断面を翼高さ方向に同一としているために角度は一定の値であり、角度は翼中央の動翼相対流入角β２に合致するように設定されている。
【００１５】
図中、破線はモデルタービンによる動翼相対流入角β２の計測結果であり、その計測結果によれば、翼高さ比が０から０．１の範囲と０．９から１．０の範囲においては実線で示す従来設計にて想定される動翼相対流入角β２と計測結果に乖離が見られる。すなわち、翼高さ比が０から０．１の範囲では翼中間部特に翼高さ比が０．１における動翼相対流入角β２より約５度乃至１５度程度だけ小さくなるように連続的に減少しており、翼高さ比が０．９から１．０の範囲では翼中間部特に翼高さ比が０．９における動翼相対流入角β２より約１０度乃至２０度程度だけ大きくなるように連続的に増加している。これは、従来設計法において内外壁面近傍に発生している壁面境界層を含む二次損失領域が考慮されていなかったため発生しているものである。
【００１６】
図９は翼ルート部近傍に置ける翼間の速度ベクトルを示し、図１０は翼チップ部近傍における翼間の速度ベクトルを示す。図９に示すように翼ルート部におけるノズル翼３よりの流れ角度α２Ｆは二次流れの影響より、設計時に想定しているノズルの幾何的形状により決定されるα２より小さくなる。流出速度Ｃ２も二次流れと壁面境界層との影響により設計時想定とは異なり小さくなる。その結果、流れは想定された動翼相対流入角β２より小さくなる。一方、図１０に示す翼チップ部近傍の速度ベクトルも同じく、ノズル翼３よりの流れ角度α２Ｆは二次流れの影響により、設計時に想定しているノズルの幾何的形状により決定されるα２より小さくなり、流出速度Ｃ２も二次流れと壁面境界層との影響により設計時想定とは異なり小さくなり、且つ、動翼に流入するべき作動流体の一部が動翼チップ部に発生する漏れ流れとなるために、流れが半径方向に拡散して流速Ｃ２がさらに遅くなるために流れは想定された動翼相対流入角β２より大きくなる。
【００１７】
これらの動翼のルート部およびチップ部近傍における流れ角度と動翼幾何流入角の相違は、動翼にて発生する損失を増大させてしまう。翼における損失は前述した如く、翼プロファイル損失と二次損失とに大きくわけられ、このプロファイル損失は翼形状（転向角）に起因するものであるが、動翼幾何流入角β２Ｇと動翼相対流入角β２の不一致により損失が大きく相違する。特に転向角が大きい衝動設計の場合は顕著であり、角度の不一致によりプロファイル損失が１．５倍から２倍程度まで大きくなる。また、このプロファイル損失は二次損失にも影響を及ぼし、プロファイル損失が大きいほど二次損失も大きくなるなるために、内外周壁面近傍における動翼幾何流入角β２Ｇと動翼相対流入角β２との不一致は翼素性能を大きく低下させ、タービン全体の効率を低下させる等の問題がある。
【００１８】
本発明はこのような点に鑑み、特にタービン動翼におけるプロファイル損失を低減させることで段落性能を向上させることができる軸流タービンを得ることを目的とする。
【００１９】
【課題を解決するための手段】
請求項１に係る発明は、軸流タービンのタービン段落を構成するタービン動翼におけるタービンノズルとタービン動翼とによりタービン段落を構成する軸流タービンにおいて、タービン動翼における動翼幾何流入角を、動翼相対流入角に対応して翼ルート部およびその近傍では翼中間部における動翼幾何流入角より急激に減少させるとともに、翼チップ部およびその近傍では翼中間部における動翼幾何流入角より急激に増加させたことを特徴とする。
【００２０】
請求項２に係る発明は、請求項１に係る発明において、動翼幾何流入角を、翼高さ比が０．０から０．１までの範囲では翼高さ比が０．１における動翼幾何流入角より５度乃至１５度だけ小さくなるよう連続的に減少させるとともに、翼高さ比が０．９から１．０の範囲では翼高さ比が０．９における動翼幾何流入角より１０度乃至２０度だけ大きくなるよう連続的に増加させたことを特徴とする。
【００２１】
請求項３に係る発明は、請求項１または２に係る発明において、動翼のルート部からチップ部までの各翼形形状の中心点を結んだ翼断面中心線を、動翼を植設するタービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線に対して、動翼のルート部およびチップ部から動翼の腹側方向に傾斜させて直線状に形成するとともに、動翼の中間部における翼断面中心線を腹側方向に湾曲させたことを特徴とする。
【００２２】
請求項４に係る発明は、軸流タービンにおいて、各ノズル高さ方向の翼断面の積み重ねをダイヤフラム内周壁面からダイヤフラム外周壁面に向かって翼断面腹側方向に直線的に傾斜するようにしたタービンノズルと、請求項１乃至３のいずれかに係るタービン動翼との組合せからなること特徴とする。
【００２３】
請求項５に係る発明は、軸流タービンにおいて、ノズル翼のルート部からチップ部までの各翼形形状の中心点を結んだ翼断面中心線を、タービンロータの回転中心から放射状に延びる基準線に対して、ノズル翼のルート部およびチップ部からノズル翼の腹側方向に傾斜させて直線状に形成するとともに、ノズル翼の中間部における翼断面中心線を腹側方向に湾曲させたタービンノズルと、請求項１乃至３のいずれかに係るタービン動翼との組み合わせからなることを特徴とする。
【００２４】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本発明に係わる軸流タービンの実施の形態について説明する。
【００２５】
図１は、本発明の軸流タービンにおけるタービン動翼の第１の実施の形態を説明する図であって、タービン動翼６における翼高さ比に対する動翼幾何流入角との関係を示す図である。図１に示す通り、タービン動翼６の翼ルート部及び翼チップ部以外の翼中間部においては、同一翼断面を翼高さ方向に同一としているために動翼幾何流入角β２Ｇは一定の値としてあり、その動翼幾何流入角は翼中央における動翼相対流入角β２に合致するように設定されている。そして、翼高さ比が０．０から０．１までの範囲すなわち翼ルート部における動翼幾何流入角β２Ｇが、翼高さ比が０．１における動翼幾何流入角β２Ｇより５度〜１５度だけ小さくなるよう急激に減少させてあり、翼高さ比が０．９から１．０の範囲すなわち翼チップ部における動翼幾何流入角β２Ｇが、翼高さ比が０．９における動翼幾何流入角β２Ｇより１０度〜２０度だけ大きくなるよう急激に増加させたものである。
【００２６】
すなわち、本発明においては、タービン動翼６の翼ルート部及び翼チップ部における動翼幾何流入角β２Ｇ  が、図８に破線で示すモデルタービンにおいて計測された動翼相対流入角β２に一致するように設定されている。
【００２７】
このように、上記第１の実施の形態においては、タービン動翼の翼高さ比０．０から０．１までの範囲における動翼幾何流入角β２Ｇを、０．１翼高さ比における動翼幾何流入角β２Ｇより５度〜１５度の小さい範囲内となるよう連続的に減少させるとともに、翼高さ比０．９から１．０の範囲における動翼幾何流入角β２Ｇを、０．９翼高さ比における動翼幾何流入角β２Ｇより１０度〜２０度の大きい範囲内となるよう連続的に増加させたために、上記翼ルート部及び翼チップ部における動翼幾何流入角β２Ｇが動翼相対流入角β２と合致し翼プロファイル損失が低減され、さらに、二次損失も相乗的に低減され翼素性能が向上し、タービン段落の性能が向上される。
【００２８】
図２は、本発明に係わる軸流タービンにおけるタービン動翼の第２の実施形態の概略図である。タービン動翼６を流体流出側より見た斜視図であり、タービン動翼のルート部からチップ部までの各翼型形状の中心点を結んだ翼断面中心線は、動翼を植設するタービンロータの回転中心Ｏから放射状に延びる基準線Ｆに対して、動翼のルート部９およびチップ部１０から動翼の腹側に方向に傾斜させて直線に形成するとともに、動翼の中間部における翼断面中心線は腹側方向にわん曲に形成することによって、動翼ルート部およびチップ部の周壁からは作動流体に対して押圧力が与えられて境界層の発達にともなう二次渦の成長が抑制され、翼中間部では作動流体の流れが円滑となり、タービン性能を向上させることができる。しかして、上記タービン動翼において、さらに、タービン動翼の翼高さ比０．０から０．１までの範囲における動翼幾何流入角を、０．１翼高さ比における動翼幾何流入角より５度〜１５度の小さい範囲内となるよう連続的に減少させるとともに、翼高さ比０．９から１．０の範囲における動翼幾何流入角を、０．９翼高さ比における動翼幾何流入角より１０度〜２０度の大きい範囲内となるよう連続的に増加させることにより、二次損失をも低減できるとともに、基準プロファイル損失を低減することができ、タービン全体の効率を一層向上させることができる。
【００２９】
また、上記タービン動翼を図５或いは図６に示すような二次損失を低減できるようにしたノズルと組合わせることにより、タービン段落の損失をより効果的に低減でき、翼素性能を向上させタービン段落の性能を向上させることができる。
【００３０】
【発明の効果】
以上のように本発明によれば、タービン動翼において、動翼相対流入角に対応して翼ルート部では翼中間部における動翼幾何流入角より大幅に減少させたため、動翼幾何流入角が動翼相対流入角と合致し翼プロファイル損失が低減され、さらに、二次損失も相乗的に低減されるために翼素性能が向上し、翼チップ部では翼中間部における動翼幾何流入角より大幅に増加させたたことにより、この部分においても動翼幾何流入角が動翼相対流入角と合致し翼プロファイル損失が低減され、さらに、二次損失も相乗的に低減されるために翼素性能が向上しタービン段落の性能が向上する等の効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施例を説明する図。
【図２】本発明の第２実施例を説明する図。
【図３】タービンノズルおよびタービン動翼の流路断面図。
【図４】翼損失説明図。
【図５】境界層の成長を抑制するようにしたノズルの一例を示す図。
【図６】境界層の成長を抑制するようにしたノズルの他の例を示す図。
【図７】翼間速度ベクトル図。
【図８】翼高さ方向動翼相対流入角分布。
【図９】内壁側翼間速度ベクトル図。
【図１０】外壁側翼間速度ベクトル図。
【符号の説明】
１  ノズル外輪
２  ノズル内輪
３  ノズル翼
４  タービンノズル
５  ロータディスク
６  タービン動翼
７  シュラウド
【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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