(57)【要約】【課題】翼面の空力損失の主たる要因となる部分のみを抽出し、抽出した部分のみの翼面粗さを細かにし、滑らかにする高精度の下で管理し、製造コストの低減と空力性能の向上を図った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、流体の流入側の翼前縁２と流体の流出側の翼後縁３とを結ぶ２つの稜線７ａ，７ｂのうち、一方の稜線７ａで翼腹側４を画成するとともに、残りの稜線７ｂで翼背側５を画成する翼エレメント１を備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする構成にした。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域とに区分けする構成にしたことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
翼面粗さ管理領域は、翼エレメントの翼腹側において、高速領域の開始領域から翼後縁に至るまでの範囲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３】
翼面粗さ管理領域は、翼エレメントの翼背側において、高速領域から翼後縁に至るまでの範囲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】
流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼腹側および翼背側ともに、流体の速度しきい値を境に、超えた速度域を翼面粗さ管理領域とし、前記速度しきい値を超えない速度域を非翼面粗さ管理領域とに区分けする構成にしたことを特徴とするタービン翼。
【請求項５】
流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼腹側および翼背側ともに、流体の圧力しきい値を境に、超えた圧力域を非翼面粗さ管理領域とし、前記圧力しきい値を超えない圧力域を翼面粗さ管理領域とに区分けする構成にしたことを特徴とするタービン翼。
【請求項６】
翼面粗さ管理領域は、翼腹側において、翼前縁から翼腹側翼面に沿う長さをＸｐとし、翼コード長さをＡｒｃ−ｐとし、翼腹側翼面に沿う長さＸｐと翼コード長さＡｒｃ−ｐとの比である翼腹側空力性能低下開始しきい値Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上であるとき、この翼腹側空力性能低下開始しきい値Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上から翼後縁までの範囲に設定したことを特徴とする請求項１，４または５記載のタービン翼。
【請求項７】
翼面粗さ管理領域は、翼背側において、翼前縁から翼背側翼面に沿う長さをＸｓとし、翼コード長さをＡｒｃ−ｓとし、翼背側翼面に沿う長さＸｓと翼コード長さＡｒｃ−ｓとの比である翼背側空力性能低下開始しきい値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上であるとき、この翼背側空力性能低下開始しきい値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上から翼後縁までの範囲に設定したことを特徴とする請求項１，４または５記載のタービン翼。
【請求項８】
流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントをタービン軸の周方向に沿って配置するとともに、隣接する他方の翼エレメントの翼後縁から一方の翼エレメントの翼背側に向って真っ直ぐ延びるスロートを基端に前記一方の翼エレメントの翼後縁までの範囲を翼面粗さ管理領域とする構成にしたことを特徴とするタービン翼。
【請求項９】
翼面粗さ管理領域は、翼面粗さのＲｙ値を５０以下にしたことを特徴とする請求項１〜８記載のタービン翼。
【請求項１０】
翼面粗さ管理領域は、翼コードをＬとし、翼面粗さをＲｙとするとき、無次元翼面粗さＲｙ／Ｌを０．００１以下にしたことを特徴とする請求項１〜８記載のタービン翼。
【請求項１１】
翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域との間は、翼面粗さを前記非翼面粗さ管理領域から前記翼面粗さ管理領域に向って徐々に細かにし、滑らかにする傾斜状に形成したことを特徴とする請求項４または５記載のタービン翼。
【請求項１２】
翼面粗さ管理領域は、翼コード方向のみに適用することを特徴とする請求項１，４，５または８記載のタービン翼。
【請求項１３】
翼面粗さ管理領域は、翼スパン方向のみに適用することを特徴とする請求項１，４，５または８記載のタービン翼。
【請求項１４】
翼面粗さ管理領域は、特定する物理量として翼面に形成される境界層の排除厚さ、運転量厚さ、およびその両者のうち、いずれかで規定したことを特徴とする請求項１，４，５または８記載のタービン翼。
【請求項１５】
翼面粗さ管理領域は、翼エレメントの表面に耐食剤、耐酸化剤、溶射コーティングおよび表面硬化熱処理のうち、いずれかの処理を行ってもその表面上に適用する構成にしたことを特徴とする請求項１，４，５または８記載のタービン翼。
【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、特に空力損失の大きい翼部分を抽出し、抽出した翼部分の翼面粗さを細かくし、滑らかに施工して管理するタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン産業分野では、タービン翼列の空力性能向上の一環として、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。
【０００３】
このような背景の下、最近のタービン翼は、翼表面全域を対象として、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以下と指定し、翼面粗さの施工管理を実施している。
【０００４】
翼表面の粗さを施工管理すると、タービン翼列の空力性能を向上させることが文献「ＰＥＲＦＯＲＭＡＮＣＥ  ＲＯＵＧＨＮＥＳＳ  ＬＯＳＳ  ＯＦ  ＭＯＤＥＲＮ  ＳＴＥＡＭ  ＴＵＲＢＩＮＥ  ＰＬＡＮＴ  ＤＵＥ  ＴＯ  ＳＵＲＦＡＣＥ  ＲＯＵＧＨＮＥＳＳ」（Ｐｒｏｃ．Ｉｎｓｔｎ．Ｍｅｃｈ，Ｅｎｇｒｓ．  １９６６−１９６７，  Ｖｏｌ．１８１，Ｐｔ  １  ＮＯ  １８）（非特許文献１）で報告されている。
【０００５】
また、他の空力性能向上策には、翼後縁部のスパン方向に向って延びるスリット壁を設け、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特開２００２−２１５０２号公報（特許文献１）に開示されている。
【０００６】
また、タービン翼とは異なるが、圧縮機翼では、低レイノズル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よる翼効率の向上と、サージ裕度減少防止とのために、翼面粗さを細かにし、滑らかに施工する管理が、例えば特開２００２−３１７７９７号公報（特許文献２）に開示されている。
【０００７】
また、タービン翼に関するものでは、動翼の前縁での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、例えば特開２０００−１０４５０１号公報（特許文献３）に開示されている。
【０００８】
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。
【０００９】
一般に、翼面に形成される境界層の特性値は、排除厚さδや運動量厚さθで定義されている。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、翼面剪断応力、物体の抗力、圧力損失に直接関連する（文献「流体力学」白倉晶明、大橋秀雄著、コロナ社、昭和４９年９月２５日第３版）（非特許文献２）。
【００１０】
この運動量厚さθは、図７に示すように、翼面速度の絶対値が大きいほど厚くなる傾向にある（詳しくは、文献「ＡＸＩＡＬ  ＦＬＯＷ  ＴＵＲＢＩＮＥＳ」Ｊ．Ｈ．ＨＯＲＬＯＣＫ著、ＰＰ９８，９９，ＲＯＢＥＲＴ  Ｅ．  ＫＲＩＥＧＥＲ  ＰＵＢＬＩＳＨＩＮＧ  ＣＯＭＰＡＮＹ  ＨＵＮＴＩＮＧＴＯＮ，  ＮＥＷ  ＹＯＲＫ，  １９７３参照）（非特許文献３）。
【００１１】
また、運動量厚さθは、図８に示すように、翼面速度が大きくなるほど厚くなる傾向にある（詳しくは、文献「Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ｂｏｕｎｄａｒｙ  Ｌａｙｅｒ  Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ  ａｌｏｎｇ  ａ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｂｌａｄｅ  ｗｉｔｈ  Ｒｏｕｇｈ  Ｓｕｒｆａｃｅｓ」Ｋ．  Ｂａｍｍｅｒｔ  Ｔｒａｎｓ．  ＡＳＭＥ  Ｐｏｗｅｒ  ＯＣＴ．１９８０，Ｖｏｌ．１０２，ＰＰ９７８〜９８３参照）（非特許文献４）。
【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】「ＰＥＲＦＯＲＭＡＮＣＥ  ＲＯＵＧＨＮＥＳＳ  ＬＯＳＳ  ＯＦ  ＭＯＤＥＲＮ  ＳＴＥＡＭ  ＴＵＲＢＩＮＥ  ＰＬＡＮＴ  ＤＵＥ  ＴＯ  ＳＵＲＦＡＣＥ  ＲＯＵＧＨＮＥＳＳ」（Ｐｒｏｃ．Ｉｎｓｔｎ．Ｍｅｃｈ，Ｅｎｇｒｓ．  １９６６−１９６７，  Ｖｏｌ．１８１，Ｐｔ  １  ＮＯ  １８
【非特許文献２】「流体力学」（白倉晶明、大橋秀雄著、コロナ社、昭和４９年９月２５日第３版）
【非特許文献３】「ＡＸＩＡＬ  ＦＬＯＷ  ＴＵＲＢＩＮＥＳ」Ｊ．Ｈ．ＨＯＲＬＯＣＫ著、ＰＰ９８，９９，ＲＯＢＥＲＴ  Ｅ．  ＫＲＩＥＧＥＲ  ＰＵＢＬＩＳＨＩＮＧ  ＣＯＭＰＡＮＹ  ＨＵＮＴＩＮＧＴＯＮ，  ＮＥＷ  ＹＯＲＫ，  １９７３
【非特許文献４】「Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ｂｏｕｎｄａｒｙ  Ｌａｙｅｒ  Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ  ａｌｏｎｇ  ａ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｂｌａｄｅ  ｗｉｔｈ  Ｒｏｕｇｈ  Ｓｕｒｆａｃｅｓ」Ｋ．  Ｂａｍｍｅｒｔ  Ｔｒａｎｓ．  ＡＳＭＥ  Ｐｏｗｅｒ  ＯＣＴ．１９８０，Ｖｏｌ．１０２，ＰＰ９７８〜９８３
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
従来のタービン翼は、翼面全域に亘って表面粗さを細かにし、滑らかにバフ仕上の施工を行う等、一括管理方式であるため、作業員に多くの労苦を強いるとともに、工数が多くなって製造コストが高くなる等の問題を抱えていた。
【００１３】
また、従来のタービン翼は、翼面全域に亘ってバフ仕上等を施工しているため、翼面の圧力損失となる要因がどの部分に集中しているのか把握することができ、このため空力性能の向上となる礎になる部分が見出せず、試行錯誤が繰り返され、多くの無駄な労力を要していた。
【００１４】
本発明は、このような事情に基づいてなされたもので、翼面の空力損失の主たる要因となる部分のみを抽出し、抽出した部分のみの翼面粗さを細かにし、滑らかにする高精度の下で管理し、翼面仕上げ工数を少なくさせて製造コストを低減させるとともに、空力（摩擦）損失をより一層低減させた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】
【００１５】
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、流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域とに区分けする構成にしたものである。
【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２に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼エレメントの翼腹側において、高速領域の開始領域から翼後縁に至るまでの範囲であることを特徴とするものである。
【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３に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼エレメントの翼背側において、高速領域から翼後縁に至るまでの範囲であることを特徴とするものである。
【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４に記載したように、流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼腹側および翼背側ともに、流体の速度しきい値を境に、超えた速度域を翼面粗さ管理領域とし、前記速度しきい値を超えない速度域を非翼面粗さ管理領域とに区分けする構成にしたものである。
【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５に記載したように、流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントを翼腹側および翼背側ともに、流体の圧力しきい値を境に、超えた圧力域を非翼面粗さ管理領域とし、前記圧力しきい値を超えない圧力域を翼面粗さ管理領域とに区分けする構成にしたものである。
【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６に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼腹側において、翼前縁から翼腹側翼面に沿う長さをＸｐとし、翼コード長さをＡｒｃ−ｐとし、翼腹側翼面に沿う長さＸｐと翼コード長さＡｒｃ−ｐとの比である翼腹側空力性能低下開始しきい値Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上であるとき、この翼腹側空力性能低下開始しきい値Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上から翼後縁までの範囲に設定したものである。
【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７に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼背側において、翼前縁から翼背側翼面に沿う長さをＸｓとし、翼コード長さをＡｒｃ−ｓとし、翼背側翼面に沿う長さＸｓと翼コード長さＡｒｃ−ｓとの比である翼背側空力性能低下開始しきい値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上であるとき、この翼背側空力性能低下開始しきい値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上から翼後縁までの範囲に設定したものである。
【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８に記載したように、流体の流入側の翼前縁と流体の流出側の翼後縁とを結ぶ２つの稜線のうち、一方の稜線で翼腹側を画成するとともに、残りの稜線で翼背側を画成する翼エレメントを備えたタービン翼において、前記翼エレメントをタービン軸の周方向に沿って配置するとともに、隣接する他方の翼エレメントの翼後縁から一方の翼エレメントの翼背側に向って真っ直ぐ延びるスロートを基端に前記一方の翼エレメントの翼後縁までの範囲を翼面粗さ管理領域とする構成にしたものである。
【００２３】
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、翼面粗さ管理領域は、翼面粗さのＲｙ値を５０以下にしたことを特徴とするものである。
【００２４】
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、翼面粗さ管理領域は、翼コードをＬとし、翼面粗さをＲｙとするとき、無次元翼面粗さＲｙ／Ｌを０．００１以下にしたことを特徴とするものである。
【００２５】
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１１に記載したように、翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域との間は、翼面粗さを前記非翼面粗さ管理領域から前記翼面粗さ管理領域に向って徐々に細かにし、滑らかにする傾斜状に形成したものである。
【００２６】
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１２に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼コード方向のみに適用するものである。
【００２７】
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１３に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼スパン方向のみに適用するものである。
【００２８】
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１４に記載したように、翼面粗さ管理領域は、特定する物理量として翼面に形成される境界層の排除厚さ、運転量厚さ、およびその両者のうち、いずれかで規定したものである。
【００２９】
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１５に記載したように、翼面粗さ管理領域は、翼エレメントの表面に耐食剤、耐酸化剤、溶射コーティングおよび表面硬化熱処理のうち、いずれかの処理を行ってもその表面上に適用する構成にしたものである。
【発明の効果】
【００３０】
本発明に係るタービン翼は、翼エレメントを翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域とに区分けし、翼面粗さ管理領域の翼面粗さを細かにし、滑らかに施工し、管理する構成にしたので、翼面粗さ施工作業工数をより一層少なくさせるとともに、翼面粗さ管理領域の摩擦損失を少なくさせて空力性能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】
【００３１】
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。
【００３２】
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。
【００３３】
本実施形態に係るタービン翼は、流体の流入側の翼前縁２と流体の流出側の翼後縁３とを結ぶ２つの稜線７ａ，７ｂのうち、一方の稜線７ａで翼腹側４を画成するとともに、残りの稜線７ｂで翼背側５を画成する翼エレメント１を、翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとにそれぞれ区分けしたものである。
【００３４】
区分けした翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとのうち、翼面粗さ管理領域６ａは、境界層の運動量厚さが大きい翼面の低圧領域または翼面速度の高速領域の範囲であり、この範囲を表面粗さを細かにし、滑らかに施工して管理される。
【００３５】
ここで、翼面粗さ管理領域６ａを特定する物理量は、翼面に形成される境界層の排除厚さ、運動量厚さ、およびその両者のうち、いずれかによって規定される。
【００３６】
なお、非翼面粗さ管理領域６ｂは、境界層の運動量厚さが少ない翼面の高圧領域または翼面速度の低速領域の範囲である。
【００３７】
また、翼エレメント１を２つに区分けした翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとのうち、翼腹側４の翼面粗さ管理領域６ａは、図２に示すように、翼エレメント１の高速領域（低速領域）の開始領域から翼後縁３に至るまでの範囲に亘って区分けされる。
【００３８】
また、翼背側５の翼面粗さ管理領域６ａは、図３に示すように、翼エレメント１の高速領域（低速領域）の開始領域から翼後縁３に至るまでの範囲に亘って区分けされる。
【００３９】
このように、本実施形態は、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５まそれぞれに、翼エレメント１の高速領域（低速領域）の開始領域から翼後縁３に至るまでの範囲に亘って翼面粗さ管理領域６ａを指定し、この指定領域を翼面粗さを細かにし、滑らかに施工して管理する構成にしたので、翼面粗さ施工作業工数をより一層少なくさせるとともに、翼面粗さ管理領域６ａの摩擦損失を少なくさせて空力性能を向上させることができる。
【００４０】
図４は、本発明に係るタービン翼の第２実施形態を示すもので、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５のそれぞれを流れる流体の流速をベースにして翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする線図である。
【００４１】
本実施形態は、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５のそれぞれに翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする際、翼腹側４および翼背側５ともに、速度しきい値よりも流速が高いとき、翼面粗さ管理領域６ａとし、速度しきい値よりも流速が低いとき、非翼面粗さ管理領域６ｂに区分けしたものである。
【００４２】
また、速度しきい値を境に翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする場合、この区分け領域を流れる流体の流速が変動することを防止するために、本実施形態では、非翼面粗さ管理領域６ｂから翼面粗さ管理領域６ａに向って翼面粗さを徐々に細かにし、滑らかにする、いわゆる傾斜翼面粗さ施工を行っている。
【００４３】
このように、本実施形態は、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５ともに、速度しきい値を境にして超えた流速域を翼面粗さ管理領域６ａにし、その超えない流速域を非翼面粗さ管理領域６ｂに区分けし、翼面粗さ管理領域６ａを翼面粗さを細かにし、滑らかに施工して管理する構成にしたので、翼面粗さ施工作業工数をより一層少なくさせるとともに、翼面粗さ管理領域６ａの摩擦損失を少なくさせて空力性能を向上させることができる。
【００４４】
図５は、本発明に係るタービン翼の第３実施形態を示すもので、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５のそれぞれを流れる流体の圧力をベースにして翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする線図である。
【００４５】
本実施形態は、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５のそれぞれに翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする際、翼腹側４および翼背側５ともに、圧力しきい値よりも圧力が高いとき、翼面粗さ管理領域６ａとし、圧力しきい値よりも圧力が低いとき、非翼面粗さ管理領域６ｂに区分けしたものである。
【００４６】
ここで、翼面粗さ管理領域６ａを特定する物理量は、翼面に形成される境界層の排除厚さ、運動量の厚さ、およびその両者のうち、いずれかによって規定される。
【００４７】
また、圧力しきい値を境に翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする場合、この区分け領域を流れる流体の圧力が変動することを防止するために、本実施形態では、非翼面粗さ管理領域６ｂから翼面粗さ管理領域６ａに向って翼面粗さを徐々に細かにし、滑らかにする、いわゆる傾斜翼面粗さ施工を行っている。
【００４８】
このように、本実施形態は、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５ともに、圧力しきい値を境にして超えた圧力域を翼面粗さ管理領域６ａにし、その超えない圧力域を非翼面粗さ管理領域６ｂに区分けし、翼面粗さ管理領域６ａを翼面粗さを細かにし、滑らかに施工して管理する構成にしたので、翼面粗さ施工作業工数をより一層少なくさせるとともに、翼面粗さ管理領域６ａの摩擦損失を少なくさせて空力性能を向上させることができる。
【００４９】
図６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。
【００５０】
本実施形態に係るタービン翼は、流体の流入側の翼前縁２と流体の流出側の翼後縁３とを結ぶ２つの稜線７ａ，７ｂのうち、一方の稜線７ａで翼腹側４を画成するとともに、残りの稜線７ｂで翼背側５を画成する翼エレメント１ａ，１ｂ，１ｃ，…を、タービン軸の周方向に沿って配置する翼列における隣接する他方の翼エレメント１ａの翼後縁３から一方の翼エレメント１ｂの翼背側５に向って真っ直ぐに延びるスロート８を基端に、一方の翼エレメント１ｂの翼後縁３までの範囲を翼面粗さ管理領域６ａとし、他の領域範囲を非翼面粗さ管理領域６ｂに区分けしたものである。
【００５１】
本実施形態は、翼エレメント１ａ，１ｂ，１ｃ，…のスロート８を流れる流体の流速が最も高いことに着目してなされたもので、スロート８を形成する翼背側５から翼後縁３に至る範囲を翼面粗さ管理領域６ａにし、残りの全領域を非翼面粗さ管理領域６ｂに区分けしたものである。
【００５２】
このように、本実施形態は、翼エレメント１ａ，１ｂ，１ｃ，…のスロート８を形成する翼背側５から翼後縁３に至る範囲を翼面粗さ管理領域６ａとし、この領域を翼面粗さを細かにし、滑らかに施工して管理する構成にしたので、翼面粗さ施工作業工数をより一層少なくさせるとともに、翼面粗さ管理領域６ａの摩擦損失を少なくさせて空力性能を向上させることができる。
【００５３】
図９は、本発明に係るタービン翼の第５実施形態を示すもので、翼エレメント１の翼腹側４および翼背側５のそれぞれのしきい値をベースにして翼面粗さ管理領域６ａと非翼面粗さ管理領域６ｂとに区分けする線図である。
【００５４】
一般に、タービン翼は、翼腹側４の場合、翼前縁２から翼後縁３に向い翼腹側翼面に沿う長さ（距離）をＸｐとし、翼コード長さ（距離）をＡｒｃ−ｐとするとき、翼腹側翼面に沿う長さＸｐと翼コード長さＡｒｃ−ｐとの比である翼腹側空力性能低下開始しきい値
Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上を境に翼後縁３に向うに従って空力性能が急激に低下している。
【００５５】
また、タービン翼は、翼背側５の場合、翼前縁２から翼後縁３に向い翼背側翼面に沿う長さ（距離）をＸｓとし、翼コード長さ（距離）をＡｒｃ−ｓとするとき、翼背側翼面に沿う長さＸｓと、翼コード長さＡｒｃ−ｓとの比である翼背側空力性能低下開始しきい値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上を境に翼後縁３に向うに従って空力性能が急激に低下している。
【００５６】
つまり、翼腹側４および翼背側５の空力性能の低下は、ともに流体が高速領域に入り、圧力損失が増加することを意味している。
【００５７】
本実施形態は、このような点に着目したもので、翼腹側４の場合、翼前縁２から翼腹側空力性能低下開始しきい値Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上の範囲を比翼面粗さ管理領域６ｂとし、翼腹側空力性能低下開始しきい値Ｘｐ／Ａｒｃ−ｐ＝０．５以上から翼後縁３までの範囲を翼面粗さ管理領域６ａとして区分けし、この翼面粗さ管理領域６ａの翼面の粗さを細かくし、滑らかに施工して管理される。
【００５８】
また、本実施形態は、翼背側５の場合、翼前縁２から翼背側空力性能低下開始しきい値値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上の範囲を非翼面粗さ管理領域６ｂとし、翼背側空力性能低下開始しきい値Ｘｓ／Ａｒｃ−ｓ＝０．３以上から翼後縁３までの範囲を翼面粗さ管理領域６ａとして区分けし、この翼面粗さ管理領域６ａの翼面の粗さを細かにし、滑らかに施工して管理される。
【００５９】
したがって、本実施形態は、翼腹側４の場合、翼腹側空力性能低下開始しきい値から翼後縁３までの範囲を翼面粗さ管理領域６ａとする一方、翼背側５の場合、翼背側空力性能低下開始しきい値以上から翼後縁３までの範囲を翼面粗さ管理領域６ａとし、これら翼面粗さ管理領域６ａ，６ａの翼面の粗さを細かにし、滑らかに施工して管理する構成にしたので、翼面粗さ施工作業工数をより一層少なくさせるとともに、翼面粗さ管理領域６ａ，６ａの摩擦損失を少なくさせて空力性能を向上させることができる。
【００６０】
なお、本実施形態も含めて第１実施形態から第４実施形態における翼面粗さ管理領域６ａ，６ａの粗さはＲｙ値（ＪＩＳ表記、最大粗さ高さ）を５０以下にするか、または翼面最大長さ（翼コード長さＬ）で無次元化した無次元粗さＲｙ／Ｌ＝０．００１以下に設定される。
【００６１】
また、本実施形態も含めて第１実施形態から第４実施形態における翼面粗さ管理領域６ａ，６ａは、翼コード方向（流体の流れ方向）のみ、あるいは翼スパン方向（流体の流れの略直角方向）のみに適用してもよい。この場合、翼面粗さは、Ｒｙ値を５０以上にするか、または翼面最大長さ（翼コード長さＬ）で無次元化した無次元粗さＲｙ／Ｌ＝０．００１以上に設定される。
【００６２】
さらにまた、本実施形態も含めて第１実施形態から第４実施形態における翼面粗さ管理領域６ａ，６ａの翼面粗さの値を設定したが、この設定値は、翼面に耐食、耐酸化剤のコーティング、溶射コーティング、表面硬化熱処理（表面窒化処理）を行っている場合、その表面上の粗さにも適用される。
【図面の簡単な説明】
【００６３】
【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】本発明に係るタービン翼のうち、翼腹側における翼面粗さ管理領域を示す一部切欠概念図。
【図３】本発明に係るタービン翼のうち、翼背側における翼面粗さ管理領域を示す一部切欠概念図。
【図４】本発明に係るタービン翼の第２実施形態を示すもので、翼エレメントの翼腹側および翼背側のそれぞれを流れる流体の流速をベースにして翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域とに区分けする線図。
【図５】本発明に係るタービン翼の第３実施形態を示すもので、翼エレメントの翼腹側および翼背側のそれぞれを流れる流体の圧力をベースにして翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域とに区分けする線図。
【図６】本発明に係るタービン翼の第４実施形態を示す概念図。
【図７】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８】従来のタービン翼における翼腹側面粗さおよび翼背側面粗さのそれぞれと運動量厚さとの関係を示す線図。
【図９】本発明に係るタービン翼の第５実施形態を示すもので、翼エレメントの翼腹側および翼背側のそれぞれのしきい値をベースにして翼面粗さ管理領域と非翼面粗さ管理領域とに区分けする線図。
【符号の説明】
【００６４】
１  翼エレメント
２  翼前縁
３  翼後縁
４  翼腹側
５  翼背側
６ａ  翼面粗さ管理領域
６ｂ  非翼面粗さ管理領域
７ａ，７ｂ  稜線
【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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