(57)【要約】【課題】製造、加工、組立等の作業工程のより一層の簡素化、短縮化を図るとともに、より一層の性能向上を図るタービンノズルを提供する。【解決手段】本発明に係るタービンノズルは、作動流体の流入側に臨む前縁と、作動流体の出口側に位置する後縁と、これら前縁２と後縁３を２つの輪郭線で結び、一方の輪郭線で形成する腹側４と他方の輪郭線で形成する背側５とからなる翼本体１を備えたタービンノズルにおいて、前記翼本体１の翼外径側および翼内径側のそれぞれに翼本体支持板２ａ，２ｂを備えた。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
作動流体の流入側に臨む前縁と、作動流体の出口側に位置する後縁と、これら前縁と後縁を２つの輪郭線で結び、一方の輪郭線で形成する腹側と他方の輪郭線で形成する背側とからなる翼本体を備えたタービンノズルにおいて、前記翼本体の翼外径側および翼内径側のそれぞれに翼本体支持板を備えたことを特徴とするタービンノズル。
【請求項２】
前記翼本体の翼外径側に設けた翼本体支持板は、ラジアル線と後縁の輪郭線との交点を通る水平面を基準面とし、この基準面の両端面を前記交点から延設させ、かつ前記ラジアル線に平行移動させる形状に構成したことを特徴とする請求項１記載のタービンノズル。
【請求項３】
前記翼本体の翼内径側に設けた翼本体支持板は、ラジアル線と後縁の輪郭線との交点を通る水平面を基準面とし、この基準面の両端面を前記交点から延設させ、かつ前記ラジアル線に平行移動させる形状に構成したことを特徴とする請求項１記載のタービンノズル。
【請求項４】
前記翼本体支持板は、平板であることを特徴とする請求項２または３記載のタービンノズル。
【請求項５】
前記翼本体は、スペーサ挿入タイプであることを特徴とする請求項１〜３記載のタービンノズル。
【請求項６】
前記翼本体は、サイドウォールタイプであることを特徴とする請求項１〜３記載のタービンノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンノズルに係り、特に製造作業に際し、より一層簡素化、短縮化させる工程に改良を加えたタービンノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
最近の蒸気タービンでは、競争の激化に伴って性能向上および信頼性向上の強化、見直しが行われており、その対象の一つにタービンノズルがある。
【０００３】
このタービンノズルには、幾つかのタイプがあり、例えば図３に示すように、翼本体１０の両端をダイアフラム外輪１１とダイアフラム内輪１２とで挟持支持させる際、溶接部４を用いて互いを接続させる、いわゆる溶接タイプがある。
【０００４】
この溶接タイプのタービンノズルは、溶接施工に際し、まず、図４に示すように、予めノズル翼本体１０とスペーサ１４ａ，１４ｂを別々に作製しておき、次にスペーサ１４ａ，１４ｂにノズル翼本体用穴１５ａ，１５ｂの穴加工を行い、このノズル翼本体用穴１５ａ，１５ｂに翼本体１０の両端を挿通、嵌合させた後、図３に示すように、溶接部１３を用いてダイアフラム外輪１１およびダイアフラム内輪１２のそれぞれに固定接続させたものである。
【０００５】
また、別の溶接タイプのタービンノズルは、図５に示すように、翼本体１０と曲板状のサイドウォール（翼カバー）１６ａ，１６ｂとを精密鋳造等で一体として作製し、一体として作製した曲板状のサイドウォール１６ａ，１６ｂを、図３に示すように、ダイアフラム外輪１１およびダイアフラム内輪１２のそれぞれに全周スミ肉溶接で接続させたものである。
【０００６】
他方、翼本体１０には、性能向上の施策に沿って、いわゆるストレート翼に改良を加えたテーパノズル翼や改良型ノズル翼（ＡＦＰ＝Advance Flow Pattern ノズル翼）が、例えば特許文献１、特許文献２および特許文献３等、数多く提案されており、これらのうち、幾つかが実用化されている。
【０００７】
ここで、テーパノズル翼とは、翼断面積を翼根元部から翼頂部側に向って徐々に大きくする翼体である。
【０００８】
また、数多くの改良型ノズル翼のうち、例えば特許文献１，２に見られるノズル翼は、翼本体１０の翼高さ方向の中間部分を背側から腹側の外側に向って凸状湾曲に形成した、いわゆる３次元形状の翼体である。
【特許文献１】特開平１−１０６９０３号公報
【特許文献２】特開平４−１２４４０６号公報
【特許文献３】特開昭６１−１０８８０４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
最近のタービンノズルは、翼本体１０が上述特許文献で見られるように、直線と曲線とを組み合せた高度化、複雑化した、いわゆる３次元形状になってくると、幾つかの問題を抱えるようになってきた。
【００１０】
例えば、スペーサ挿入タイプのタービンノズルでは、スペーサ１４ａ，１４ｂにノズル翼本体用穴１５ａ，１５ｂの穴加工を行うとき、レーザまたはワイヤーカットで行った後、翼本体１０がノズル翼本体用穴１５ａ，１５ｂに挿通、嵌合できるようにグラインダによる擦り合せ加工を行っていたが、翼本体１０の形状が上述のとおり高度化、複雑化した３次元形状になってくると、製造、加工、組立等の工程上の作業時間を多く費やし、作業者への労力負担をより多く強いていた。
【００１１】
また、翼本体１０のノズル翼本体用穴１５ａ，１５ｂへの挿通、嵌合の際、グラインダによる擦り合せ加工を行っていると、手作業であるが故に、設計通りの寸法位置を確保することに多くの労力を費やすとともに、蒸気通路部の最小面積（スロート面積）や翼本体１０と隣の翼本体１０との位置間隔（翼ピッチ）に加工上の誤差が出て、作動流体の流れに乱れを与え、翼効率向上に悪影響を与える等の問題があった。
【００１２】
また、サイドウォール一体タイプのタービンノズルでは、翼本体１０の形状が高度化、複雑化してくると、精密鋳造の際、湯周りの悪さ、金型の抜け等、品質保証上の問題が出ることを避けるために、図６および図７に示すように、翼本体１０と曲板状のサイドウォール１６ａ，１６ｂとの接続部分（付け根部分）の曲率半径Ｒを必然的に大きく確保しなければならなくなる。
【００１３】
しかし、翼本体１０と曲板状のサイドウォール１６ａ，１６ｂとの接続部分の曲率半径Ｒが大きくなると、作動流体は、図７に示すように、翼本体１０，１０の翼列間を通過する際に発生する２次流れに伴うパッセージ渦やカウンタ渦が曲率半径Ｒの大きな背側１７の接続部分で成長し、翼効率の低下の要因になっていた。
【００１４】
本発明は、このような事情に基づいてなされたものであり、製造、加工、組立等の作業工程のより一層の簡素化、短縮化を図るとともに、より一層の性能向上を図るタービンノズル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ノズルは、上述の目的を達成するために、請求項に記載したように、作動流体の流入側に臨む前縁と、作動流体の出口側に位置する後縁と、これら前縁と後縁を２つの輪郭線で結び、一方の輪郭線で形成する腹側と他方の輪郭線で形成する背側とからなる翼本体を備えたタービンノズルにおいて、前記翼本体の翼外径側および翼内径側のそれぞれに翼本体支持板を備えたものである。
【００１６】
また、本発明に係るタービンノズルは、上述の目的を達成するために、請求項に記載したように、前記翼本体の翼外径側に設けた翼本体支持板は、ラジアル線と後縁の輪郭線との交点を通る水平面を基準面とし、この基準面の両端面を前記交点から延設させ、かつ前記ラジアル線に平行移動させる形状に構成したものである。
【００１７】
また、本発明に係るタービンノズルは、上述の目的を達成するために、請求項に記載したように、前記翼本体の翼内径側に設けた翼本体支持板は、ラジアル線と後縁の輪郭線との交点を通る水平面を基準面とし、この基準面の両端面を前記交点から延設させ、かつ前記ラジアル線に平行移動させる形状に構成したものである。
【発明の効果】
【００１８】
本発明に係るタービンノズルは、翼本体の翼外径側および翼内径側のそれぞれに翼本体支持板を設け、これら翼本体支持板をラジアル線と後縁の輪郭線との交点を通る水平面を基準面とし、この基準面の両端面を上述の交点から延設し、かつラジアル線に平行移動させる形状に構成したので、翼本体のダイアフラム外輪およびダイアフラム内輪への組立作業等を容易に行うことができ、設計通りの位置に正確かつ迅速に装着し、翼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】
【００１９】
以下、本発明に係るタービンノズル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。
【００２０】
図１は、本発明に係るタービンノズルの実施形態を示す概念図である。
【００２１】
本実施形態に係るタービンノズルは、作動流体の流入側に臨む前縁２と、作動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を２つの輪郭線で結び、一方の輪郭線で形成する腹側４と、他方の輪郭線で形成する背側５とからなる翼本体１で構成される。
【００２２】
また、翼本体１は、種々の翼型があるが、例えば、図１に示すように、タービンロータ（図示せず）の中心を通るラジアル線（半径方向線）ＲＬに対し、翼外径側線ＢＯＬおよび翼内径側線ＢＩＬをともに腹側４に向って直線状に傾斜させる一方、翼本体中間線ＢＭＬを腹側４に向って湾曲させる、いわゆるコンパウンドリーンタイプになっている。
【００２３】
また、翼本体１の翼外径側ＯＤおよび翼内径側ＩＤのそれぞれには、平板状の翼本体支持板２ａ，２ｂが精密鋳造等による一体として、または溶接接続させて設けられている。
【００２４】
一方、平板状の翼本体支持板２ａ，２ｂは、図２に示すように、ラジアル線（半径方向線）ＲＬと後縁３の輪郭線ＴＬとの交点Ｏを通る水平面を基準面（ＨＬ１（ＨＬ２））に置くとともに、これら基準面（ＨＬ１（ＨＬ２））の両端面線Ｅ０１（Ｅ１１），Ｅ０２（Ｅ２２）を交点Ｏから延設させ、かつ、ラジアル線ＲＬに平行移動させて形成したものである。
【００２５】
このように、本実施形態は、翼本体１の翼外径側ＯＤおよび翼内径側ＩＤのそれぞれに設けた平板状の翼本体支持板２ａ，２ｂをラジアル線ＲＬと後縁３の輪郭線ＴＬとの交点Ｏを通る水平面を基準面に置くとともに、これら基準面（ＨＬ１（ＨＬ２））の両端面線Ｅ０１（Ｅ１１），Ｅ０２（Ｅ２２）を交点Ｏから延設し、ラジアル線ＲＬに平行移動させ、翼本体支持板２ａ，２ｂの形状を単純な直線状に形成したので、スペーサタイプのタービンノズルであっても、またサイドウォータイプのタービンノズルであっても製造、あるいはダイアフラム外輪、内輪への組立作業を容易に行うことができる。
【００２６】
すなわち、本実施形態では、平板状の翼本体支持板２ａ，２ｂを備えた翼本体１をスペーサタイプのタービンノズルに適用するとき、翼本体支持板２ａ，２ｂの形状を単純な直線状に形成しているので、ダイアフラム外輪、内輪のそれぞれのスペーサに迅速、容易、かつ隙間を少なくさせて挿通、嵌合させることができ、翼本体と隣の翼本体とのスロート面積、翼ピッチを擦り合せ加工を行わなくとも設計通りの寸法、位置に維持させることができる。
【００２７】
また、本実施形態は、翼本体支持板２ａ，２ｂの形状を単純な直線状に形成しているので、サイドウォールタイプのタービンノズルに適用するとき、翼本体１の両端と翼本体支持板２ａ，２ｂとの接続部（付け根部分）の曲率半径をより一層小さくしているので、サイドウォールの壁面を流れる作動流体の乱れを少なくさせることができ、翼本体の腹側４から隣の翼本体の背側５に向って流れる２次流れに基づく二次流れ渦を少なくして翼効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】本発明に係るタービンノズルを示す概念図。
【図２】本発明に係るタービンノズルに設けた翼本体支持板の形状を示す一部切欠概念図。
【図３】従来のタービンノズルを示す概念図。
【図４】従来のタービンノズルのスペーサタイプを示す概念図。
【図５】従来のタービンノズルのサイドウォールタイプを示す概念図。
【図６】従来のタービンノズルの後縁側から見た概念斜視図。
【図７】図６のＡ−Ａ矢視方向から見た概念図。
【符号の説明】
【００２９】
１  翼本体
２  前縁
２ａ，２ｂ  翼本体支持板
３  後縁
４  腹側
５  背側
１０  翼本体
１１  ダイアフラム外輪
１２  ダイアフラム内輪
１３  溶接部
１４ａ，１４ｂ  スペーサ
１５ａ，１５ｂ  ノズル翼本体用穴
１６ａ，１６ｂ  サイドウォール
１７  翼背側
【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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