(57)【要約】【課題】タービン段落内の側壁損失低減と、タービン翼間を通過する作動流体の翼高さ方向流量配分の最適化により、タービン段落効率を向上させる。【解決手段】隣り合うタービン翼１０の間に、作動流体が流れる翼間流路２０が形成されるタービン段落において、翼間流路２０の半径方向側の壁面を構成する側壁に、翼間流路２０の、入口部より作動流体流れ方向下流側、かつ隣り合うタービン翼同士の距離が最小となるスロートより作動流体流れ方向上流側の位置に、側壁の内側に向かって凹む凹部２１を設け、凹部２１は、翼間流路２０の周方向側の壁面を構成する、互いに対向する翼圧力面１８と翼負圧面１９との間で、翼圧力面１８と翼負圧面１９とを結ぶ等値線に沿ってタービン中心軸から等しい半径距離を有する底面を備えた矩形断面形状の底部を有し、凹部２１は、前記底部を翼間流路２０の入口部側からスロート部側に向かって連続して有することを特徴とする。【選択図】  図３
2012052491.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流タービンに使用され、周方向に延伸する外周側および内周側の側壁の間に、タービン翼が複数枚、周方向に設けられ、隣り合う前記タービン翼の間に、作動流体が流れる翼間流路が形成されるタービン段落であって、
隣り合う前記タービン翼の翼前縁部先端を結ぶ直線を前記翼間流路の入口部と定義した場合に、
前記翼間流路の半径方向側の壁面を構成する前記外周側および内周側の少なくともいずれか一方の前記側壁の、前記翼間流路の入口部より作動流体流れ方向下流側、かつ隣り合う前記タービン翼同士の距離が最小となるスロートより作動流体流れ方向上流側の位置に、前記側壁の内側に向かって凹む凹部を設け、
前記凹部は、前記翼間流路の周方向側の壁面を構成する、隣り合う前記タービン翼の互いに対向する翼圧力面と翼負圧面との間で、前記翼圧力面と前記翼負圧面とを結ぶ仮想直線に沿ってタービン中心軸から等しい半径距離を有する底面を備えた矩形断面形状の底部を有し、
前記凹部は、前記矩形断面形状の底部を前記翼間流路の入口部側から前記スロート部側に向かって連続して有することを特徴とするタービン段落。
【請求項２】
請求項１に記載のタービン段落であって、
前記翼圧力面の輪郭曲線の翼前縁部先端から任意の位置までの輪郭曲線長さ（Ｘ１）を、前記翼圧力面の輪郭曲線の翼前縁部先端から翼後縁部先端までの輪郭曲線長さ（α１）で割った値を無次元長さ（Ｘ１／α１）と定義し、
前記翼負圧面側の輪郭曲線の翼前縁部先端から任意の位置までの輪郭曲線長さ（Ｙ１）を、前記翼負圧面の輪郭曲線の翼前縁部先端からスロート点までの輪郭曲線長さ（β１）で割った値を、無次元長さ（Ｙ１／β１）と定義し、
等値の前記翼圧力面側の無次元長さ（Ｘ１／α１）と前記負圧面の無次元長さ（Ｙ１／β１）とを結ぶ直線を等値線と定義した場合に、
前記仮想直線は、前記等値線であることを特徴とするタービン段落。
【請求項３】
請求項２に記載のタービン段落であって、
前記凹部を有する側壁の翼間流路側壁面を基準面とし、
無次元長さが任意の値の等値線位置における、前記基準面から前記凹部の底面までの半径方向距離（λ）を、前記基準面から前記凹部の底面までの半径方向距離の最大値（δ）で割った値を、無次元深さ（λ／δ）とし、
無次元深さ（λ／δ）が１.０となる無次元長さを、最大無次元深さ位置と定義した場合に、
無次元長さ０.０以上，１.０以下の範囲における各無次元深さ（λ／δ）の値の分布を表すグラフが、前記最大無次元深さ位置にて１つの変曲点を持つ曲線で構成され、
前記最大無次元深さ位置は、無次元長さ０.５以上，０.９以下の範囲内に１点だけあることを特徴とするタービン段落。
【請求項４】
請求項１に記載のタービン段落であって、
前記翼負圧面の輪郭曲線上のスロート点を通過し、前記翼間流路の入口部に平行な直線と、前記翼圧力面の輪郭曲線との交点を交点（Ｚ）と定義し、
前記翼圧力面の輪郭曲線の翼前縁部先端から任意の位置までのタービン軸方向距離（Ｘ２）を、前記翼圧力面の輪郭曲線の翼前縁部先端から前記交点（Ｚ）までのタービン軸方向距離（α２）で割った値を軸方向無次元長さ（Ｘ２／α２）と定義し、
前記翼負圧面の輪郭曲線の前縁部先端から任意の位置までのタービン軸方向距離（Ｙ２）を、前記翼負圧面の輪郭曲線の前縁部先端から前記スロート点までのタービン軸方向距離（β２）で割った値を軸方向無次元長さ（Ｙ２／β２）と定義し、
等値の前記翼圧力面側の軸方向無次元長さ（Ｘ２／α２）と前記負圧面の軸方向無次元長さ（Ｙ２／β２）とを結ぶ直線を等値線と定義した場合に、
前記仮想直線は、前記等値線であることを特徴とするタービン段落。
【請求項５】
請求項４に記載のタービン段落であって、
前記凹部を有する側壁の翼間流路側壁面を基準面とし、
軸方向無次元長さが任意の値の等値線位置における、前記基準面から前記凹部の底面までの半径方向距離（λ）を、前記基準面から前記凹部の底面までの半径方向距離の最大値（δ）で割った値を、無次元深さ（λ／δ）とし、
無次元深さ（λ／δ）が１.０となる軸方向無次元長さを、最大無次元深さ位置と定義した場合に、
軸方向無次元長さ０.０以上，１.０以下の範囲における各無次元深さ（λ／δ）の値の分布を表すグラフが、前記最大無次元深さ位置にて１つの変曲点を持つ曲線で構成され、  前記最大無次元深さ位置は、軸方向無次元長さ０.４以上，０.６以下の範囲内に１点だけあることを特徴とするタービン段落。
【請求項６】
請求項１乃至５のいずれか１項に記載されたタービン段落を備えることを特徴とする蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流タービン、特に蒸気タービンのタービン段落の構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
軸流タービンにおいては、性能向上を目的とした種々の技術が採用されており、高い効率を実現している。タービンの性能向上を実現するためには、タービン内部の圧力，段落，排気，機械等の各損失を低減させることが必要不可欠となる。
【０００３】
中でも、段落損失の一つである側壁損失は、タービンの各段落に共通する損失である。
この側壁損失を低減する方法の一つとして、タービン翼間の圧力差により生じる二次流れの抑制がある。
【０００４】
二次流れの抑制のために、タービン翼の先端部および根元部に据え付けられている内周側側壁および外周側側壁の表面に凹凸を設けることで翼間内の作動流体の流れを改善し、それにより側壁損失を低減する方法が知られている。その一例として、特開２００９−２０９７４５号公報（特許文献１）に記載された方法が提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００９−２０９７４５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、側壁損失の低減の他に、タービン翼間を通過する作動流体の翼高さ方向流量配分も最適化することで段落性能をより一層向上させることができる。
【０００７】
しかしながら、特許文献１の技術では、作動流体の翼高さ方向流量配分の適正化については考慮されていない。
【０００８】
そこで、本発明では、蒸気タービンをはじめとする軸流タービンにおいて、タービン翼間を通過する作動流体の翼高さ方向流量配分の適正化により、段落効率の向上を達成できるタービン段落の構造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】
【０００９】
上記目的を達成するため、本発明では、軸流タービンに使用され、周方向に延伸する外周側および内周側の側壁の間に、タービン翼が複数枚、周方向に設けられ、隣り合うタービン翼の間に、作動流体が流れる翼間流路が形成されるタービン段落において、隣り合うタービン翼の翼前縁部先端を結ぶ直線を翼間流路の入口部と定義した場合に、翼間流路の半径方向側の壁面を構成する、外周側および内周側の少なくともいずれか一方の側壁に、翼間流路の、翼間流路の入口部より作動流体流れ方向下流側、かつ隣り合うタービン翼同士の距離が最小となるスロート部より作動流体流れ方向上流側の位置に、側壁の内側に向かって凹む凹部を設け、凹部は、翼間流路の周方向側の壁面を構成する隣り合うタービン翼の、互いに対向する翼圧力面と翼負圧面との間で、翼圧力面と翼負圧面とを結ぶ仮想の直線に沿ってタービン中心軸から等しい半径距離を有する底面を備えた矩形断面形状の底部を有し、前記凹部は、矩形断面形状の底部を翼間流路の入口部側からスロート部側に向かって連続して有するように構成した。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、タービン翼間を通過する作動流体の翼高さ方向流量配分の適正化が可能であり、これにより段落効率の向上を達成できる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】実施例１に係る軸流タービンのタービン段落の主要部構造を示した断面図である。
【図２】タービン半径方向から見た実施例１に係るタービン段落の側壁の形状を説明した説明図である。
【図３】図３に示したＡ−Ａ′断面を表す断面図である。
【図４】図２に示した翼間流路を周方向の翼負圧面側および翼圧力面側からみた子午面断面図である。
【図５】凹部の無次元長さと無次元深さとの関係を示したグラフである。
【図６】実施例１に係るタービン翼の翼高さ方向の翼出口流量分布を表すグラフである。
【図７】実施例１に係るタービン翼の翼高さ方向の損失分布を表すグラフである。
【図８】一般的なタービン段落の翼間流路を示した斜視図である。
【図９】図８に示した翼列構造をタービン半径方向から見た図である。
【図１０】タービン半径方向から見た実施例２に係るタービン段落の側壁形状を説明した説明図である。
【図１１】図１０に表記したＢ−Ｂ′断面を表す断面図である。
【図１２】実施例２に係るタービン段落の翼高さ方向の翼出口流量分布を表すグラフである。
【図１３】実施例２に係るタービン段落の翼高さ方向の損失分布を表すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、本発明を実施するための形態について、適宜図を参照して詳細に説明する。
【実施例１】
【００１３】
以下、本発明の第１の実施例に係る軸流タービンのタービン段落の構造について図１乃至図９を用いて説明する。図１は、実施例１に係る軸流タービンのタービン段落の主要部構造を示した断面図である。図２は、タービン半径方向から見た実施例１に係るタービン段落の側壁の形状を示す図である。図３は、図２に示したＡ−Ａ′断面を表す断面図である。図４は、図２に示した翼間流路を周方向翼負圧面側および翼圧力面側からみた子午面断面図である。図５は、図２に示した凹部の無次元長さと無次元深さとの関係を示したグラフである。図６は、実施例１に係るタービン翼の翼高さ方向の翼出口流量分布を表すグラフである。図７は、実施例１に係るタービン翼の翼高さ方向の損失分布を表すグラフである。図８は、一般的なタービン段落の翼間流路を示した斜視図である。図９は、図８に示した翼列構造をタービン半径方向から見た図である。
【００１４】
本発明が適用される軸流タービンのタービン段落の主要構造について図１を用いて説明する。図１において、１はダイヤフラム外輪、２はダイヤフラム内輪、３は静翼、４はタービンロータ、５は動翼、６はシュラウドをそれぞれ表す。本実施例に係る軸流タービンのタービン段落は、ダイヤフラム外輪１とダイヤフラム内輪２との間にタービン周方向に複数枚固定された静翼３と、静翼３の作動流体主流７（以下、主流と記載する）の流れ方向下流側（以下、単に下流側と記載する）に対向して、タービンロータ４に周方向に複数枚固定された動翼５とから構成される。動翼５のタービン半径方向外周側の先端には、隣り合う動翼同士を固定するシュラウド６が設けられている。軸流タービンは前述したタービン段落を複数段、軸方向に設けて構成されている。
【００１５】
主流７は、静翼３の前縁部８より、周方向に隣り合う静翼間に形成された翼間流路を通過し、静翼の後縁部９から流出する。静翼の後縁部９から流出した主流７は、下流側の動翼間に形成された翼間流路に流入する。軸流タービンは、静翼３から流出した主流７を下流側の動翼５に衝突させることで、タービンロータ４を回転させ、タービンロータ４の端部に接続する発電機（図示せず）によって回転エネルギーを電気エネルギーに変換して発電を行う。
【００１６】
ここで、本実施例の特徴部を説明するための比較例として、一般的な軸流タービンにおけるタービン段落の翼間流路について図８，図９に基づいて説明する。
【００１７】
図８は、一般的なタービン段落の翼間流路を示した斜視図である。図８において、１０はタービン翼、１１は外周側側壁、１２は内周側側壁、２０は翼間流路をそれぞれ表す。タービン翼１０は、静翼、または動翼である。また、外周側側壁１１は、タービン翼１０が静翼の場合、ダイヤフラム外輪に該当し、タービン翼１０が動翼の場合、シュラウドに該当する。内周側側壁１２は、タービン翼１０が静翼の場合、ダイヤフラム内輪に該当し、タービン翼１０が動翼の場合、動翼のプラットフォーム部に該当する。
【００１８】
外周側側壁１１および内周側側壁１２は、それぞれ、タービン中心軸回りに周方向に延伸する部材であるが、図８においては説明の便宜上、直線状に展開して表している（後述する図２も同様とする）。タービン翼１０は、外周側側壁１１と内周側側壁１２との間に周方向に複数枚設けられており、翼の先端部１５を外周側側壁１１に固定され、翼の根元部１６を内周側側壁１２に固定されている。外周側側壁１１と内周側側壁１２との間にタービン翼１０を周方向に複数枚設けることで、タービン翼列が形成されており、隣り合うタービン翼１０の間に作動流体が通過する翼間流路２０が形成される。主流は、タービン翼１０の前縁部（以下、翼前縁部と記載する）１３側から流入し、タービン翼１０の後縁部（以下、翼後縁部と記載する）１４に向って翼間流路２０を流下する。
【００１９】
図８に示したタービン翼列構造について図９を用いて説明する。図９は、タービン翼列をタービン半径方向から見た図である。タービン翼１０の、翼腹側に形成される面を翼圧力面１８（以下、圧力面と記載する）と言い、および翼背側に形成される面を翼負圧面１９（以下、負圧面と記載する）と言う。翼間流路２０のタービン周方向側の壁面は、隣り合うタービン翼１０の、互いに対向する圧力面１８と負圧面１９とで構成される。また、図８に示すように、翼間流路２０のタービン半径方向側の壁面は、外周側側壁１１と内周側側壁１２とで構成される。
【００２０】
図８および図９に示すように、タービン翼１０は、タービン翼列内に設置される翼枚数から決定される、タービン周方向に隣り合う翼の間隔ｔ（ピッチ長）を用いて、周方向に等間隔に設置される。隣り合うタービン翼１０の間の距離が最小となる線をスロートｓと言い、スロートｓとタービン翼１０の負圧面１９の輪郭曲線との交点をスロート点１７と言う。主流７は翼前縁部１３を通過し、翼間流路２０を流下して最小流路幅となるスロートｓまで絞られて加速され、スロートｓを通過した後は、ほぼ慣性運動によって翼後縁部１４を通過する。
【００２１】
従来のタービン段落では、主流７が、翼前縁部１３から流入し、翼間流路２０を流下する際、翼間流路内に圧力勾配が生じ、タービン翼１０の圧力面１８から、タービン翼１０の負圧面１９に向う流れが生じる。いわゆる二次流れである。この二次流れの発生により、二次流れ損失が生じ、側壁損失が生じる。また、側壁より発達する速度境界層と、二次流れの影響により、翼前縁より発生する流路渦（図示せず）が翼間にて発達することで損失が生じる。側壁損失は、二次流れおよび流路渦による影響を含めた損失である。
【００２２】
本実施例の説明に戻る。図２に、タービン半径方向から見た本実施例の内周側側壁１２の形状を示す。周方向にタービン翼１０が複数枚設けられており、隣り合うタービン翼１０の互いに対向する負圧面１９と圧力面１８との間に翼間流路が形成されている。主流は、翼前縁部１３から翼間流路に流入し、加速しつつ翼後縁部１４へ流下する。
【００２３】
本実施例では、タービン翼列内に形成された全ての翼間流路において、翼間流路のタービン半径方向の壁面を構成する内周側側壁１２および外周側側壁１１の翼間流路側壁面２２に、側壁内側に向って凹む凹部２１を設けている。
【００２４】
凹部２１の形状について以下に説明する。以下、タービン翼１０の軸方向最上流点を翼前縁部の先端と定義し、隣り合うタービン翼１０の翼前縁部１３の先端同士を結んだ直線（Ｌ）を、翼間流路の入口部と定義して説明する。
【００２５】
図２において、２４は、タービン翼１０と側壁との接続部（翼根元部）における圧力面１８の輪郭曲線を表す。２５は、タービン翼１０と側壁との接続部（翼根元部）における負圧面１９の輪郭曲線を表す。点Ｘは、圧力面１８の輪郭曲線２４上の任意の位置の点であり、輪郭曲線２４の翼前縁部１３の先端から点Ｘまでの輪郭曲線２４の長さ（Ｘ１）を、輪郭曲線２４の翼前縁部１３の先端から翼後縁部１４の先端までの輪郭曲線２４の長さ（α１）で割った値を、圧力面１８側の輪郭曲線２４における無次元長さ（Ｘ１／α１）と定義する。無次元長さ（Ｘ１／α１）は、輪郭曲線２４の翼前縁部１３から翼後縁部１４までの間における点Ｘの相対的な位置を表す値で、以下の（１）式で表した範囲を取る値である。
【００２６】
０.０≦Ｘ１／α１≦１.０              …（１）
次に、点Ｙは、負圧面１９の輪郭曲線２５上の任意の位置の点であり、輪郭曲線２５の翼前縁部１３の先端から点Ｙまでの輪郭曲線２５の長さ（Ｙ１）を、輪郭曲線２５の翼前縁部１３の先端からスロート点１７までの輪郭曲線２５の長さ（β１）で割った値を、負圧面１９側の輪郭曲線２５における無次元長さ（Ｙ１／β１）と定義する。無次元長さ（Ｙ１／β１）は、輪郭曲線２５の翼前縁部１３からスロート点１７までの間における点Ｙの相対的な位置を表す値で、以下の（２）式で表した範囲を取る値である。
【００２７】
０.０≦Ｙ１／β１≦１.０              …（２）
図２において、０〜４までの数値を付した直線は、前述した無次元長さ（Ｘ１／α１）と無次元長さ（Ｙ１／β１）とが等値となる輪郭曲線２４，２５上の位置を結んだ仮想の直線であり、これらの仮想直線を等値線と定義する。
【００２８】
本実施例の凹部２１は、側壁の翼間流路２０の入口部より下流側、かつスロートｓより上流側に設けられている。また、凹部２１は、圧力面１８と負圧面１９との間で、等値線に沿ってタービン中心軸からの半径方向距離が等しい底面を備えた底部を有していることを特徴とする。
【００２９】
図３は、図２に示したＡ−Ａ′断面図であり、数値３を付した等値線に沿った凹部２１の底部の断面図である。図３に示したように、凹部２１の底部は、等値線に沿ってタービン中心軸からの半径方向距離が等しい底面（内周側側壁１２）を備えており、この底面（内周側側壁１２）とその両端の圧力面１８，負圧面１９とで形成される矩形断面形状を有する。
【００３０】
なお、図２においては、説明の便宜上９本のみ等値線を引いている。各等値線に付された０〜４までの数値は、その位置における凹部２１の深さの程度を表しており、数値が大きい程、凹部２１の凹みが深いことを意味する。
【００３１】
本実施例では、翼間流路の入口部（Ｌ）側からスロートｓ側に向かって、等値線に合わせて矩形断面形状の底部を連続して有するように凹部２１の形状が形成されていることを特徴とする。つまり、図２においては、説明の便宜上、等値線は９本のみ表されているが、実際には、無次元長さ０.０から１.０の範囲で、各無次元長さに対応する等値線が引かれ、この等値線に沿って矩形断面形状が形成される。よって、凹部２１は、翼間流路２０の入口側からスロートｓ側に向かって、等値線に合わせて矩形断面形状の底部を連続して有するように形成されている。
【００３２】
図４は、本実施例の翼間流路をタービン周方向から見た子午面断面図である。（ａ）は、タービン翼１０を圧力面１８側から見た図であり、（ｂ）は、タービン翼１０の圧力面１８側から負圧面１９側を見た図である。図８で説明した従来の側壁を破線で示し、本実施例の側壁を実線で示す。本実施例の凹部２１の底部は、図４（ａ）に示したように圧力面１８側では、翼前縁部１３から翼後縁部１４に向って、側壁内側に向って凸するように凹んでいる一方、図４（ｂ）に示したように負圧面１９側では、側壁の凹部２１は翼前縁部１３からスロート点１７に向って側壁内側に向って凸するように凹んでおり、その下流側は側壁の翼間流路側壁面２２と同じタービン半径方向高さに形成されている。なお、本実施例では、外周側側壁１１にも、内周側側壁１２の凹部２１と同じ形状の凹部２１を形成する。
【００３３】
図５に、本実施例に係る凹部２１の、無次元長さと無次元深さとの関係を示したグラフを示す。横軸に無次元長さ、縦軸に無次元深さを示す。ここで、側壁の翼間流路側壁面２２を基準面と定義し、無次元長さが任意の値の等値線位置における、基準面から凹部２１の底面までのタービン半径方向距離（λ）を、基準面から凹部の底面までの半径方向距離の最大値δで割った値を、無次元深さ（λ／δ）と定義する。また、無次元深さ（λ／δ）が１.０となる無次元長さを、最大無次元深さ位置と定義する。なお、図５において、数値がマイナスの場合は、側壁側に凹んでいることを表し、数値がプラスの場合は、翼間流路側に突出していることを表わす。
【００３４】
本実施例では、図５に示したように、無次元長さが０.０〜１.０の範囲内における各無次元深さ（λ／δ）の値の分布を表すグラフが、最大無次元深さ位置にて１つの変曲点を持つ曲線で構成される。また、最大無次元深さ位置は、後述するように前記無次元長０.５以上，０.９以下の位置の間に１点だけ存在するのが望ましい。
【００３５】
次に本実施例の作用効果について説明する。
【００３６】
図６に、解析によって得られた本実施例に係るタービン段落の翼高さ方向の翼出口流量分布を表すグラフを示す。縦軸にタービン翼高さ位置を、横軸にタービン翼出口部における翼出口流量を示す。従来の非凹面側壁を有するタービン段落の翼出口流量を点線で示し、本実施例のタービン段落の翼出口流量を実線で示す。解析結果によれば、本実施例は、従来に比べて翼中央部に流量が多く配分されていることが分かる。これは、図５に示した最大無次元深さ位置から無次元長さ１.０までの無次元深さの変化により、即ち、凹部２１を設け、最大深さ位置から下流側に向って徐々に深さが浅くなることにより、翼間を通過した作動流体が翼高さ方向の中央部に多く流量配分される縮流効果に基づく。
【００３７】
また、翼高さ方向への作動流体の流量配分効果を効かせるためには、翼間流路を通過する作動流体の速度ベクトルは、スロート部を通過する際にスロートｓに対し垂直であることが望ましい。本実施例の構成によれば、凹部２１の底部を、翼間流路に沿って等値線を配置し、この等値線に合わせて矩形断面形状としていることで、翼間流路を通過する速度ベクトルは、スロート部ｓで、スロート線に対して垂直に近い方向に作用するため、より効果的に翼高さ方向に流量配分される効果が得られる。
【００３８】
翼中央部での流量を多く配分することは、その翼高さにおける作動流体の軸流速度を増加させることに等しい。すなわち、軸流速度の増加は、翼中央部における翼負荷低減につながり、タービン翼の段落効率は向上する。
【００３９】
なお、図５に示したように、最大無次元深さ位置を一ヶ所とすることで、凹面を設けたことによる側壁部の表面積増加を抑制することができ、その結果、凹部により生じる摩擦損失の増加も抑制できる。
【００４０】
図７は、実施例１に係るタービン段落の翼高さ方向の損失分布を表すグラフである。縦軸にタービン翼高さ位置を、横軸にタービン翼損失を示す。従来の非凹面側壁を有するタービン段落の損失分布グラフを点線で示し、本実施例に係るタービン段落の損失分布グラフを実線で示す。本実施例によれば、翼中央部付近では翼中央部に作動流体の流量を多く配分した効果により、翼中央部でのタービン翼損失は低減される。また、翼先端部および翼根元部付近では、従来と比べてタービン翼損失が低減されることが分かる。これは本実施例の流量配分により、側壁損失の大きい翼先端部および翼根元部付近への作動流体の流量が減少することで、翼先端部および翼根元部にて発達する流路渦と作動流体との干渉を抑えることができ、その結果、側壁損失が低減されたためである。
【００４１】
従って、本実施例の構成によれば、タービン翼間を通過する作動流体の翼高さ方向流量配分の適正化と、タービン段落内の側壁損失低減とが可能である。解析結果によれば、タービン翼の効率は効率向上量として従来比の約０.２％向上する。
【００４２】
なお、本実施例による縮流効果が効果的にスロート部に流入する必要があり、この点を考慮すると、最大深さを持つ無次元長さ位置は０.５以上，０.９以下の間に存在することが望ましい。
【００４３】
また、凹部２１の位置はタービン翼が作動流体より仕事を取り出すことを考慮し、隣接するタービン翼前縁を結んだ位置より作動流体が流れる下流側、タービン翼間スロート長より上流側に設けることでより効果がある。
【００４４】
本実施例は、軸流タービンのタービン段落に適用した場合の一例として説明したが、これに限定されるものではない。軸流タービン翼の静翼，動翼、の一方、またはその両方に適用することでも効果を得ることができるし、タービン外周壁のみ、あるいはタービン内周壁のみに凹面側壁を適用した場合でも、本発明と同様の効果を得ることができるものである。また、本実施例は、蒸気タービン、およびガスタービンの何れでも適用可能である。
【実施例２】
【００４５】
次に本発明の第２の実施例について図１０乃至図１３を用いて説明する。図１０は、タービン半径方向から見た本実施例に係るタービン段落の内周側側壁１２の形状を示した図である。図１１は、図１０に表記したＢ−Ｂ′断面図である。図１２は、本実施例に係るタービン段落の翼高さ方向の翼出口流量分布を表すグラフである。図１３は、本実施例に係るタービン段落の翼高さ方向の損失分布を表すグラフである。
【００４６】
本実施例が、第１の実施例と異なるのは、凹部２１の底部の形状である。本実施例では、図１０に示すように、等値線が、翼間流路の入口部（Ｌ）と平行に延びており、本実施例の凹部２１の底部は、この等値線に沿ってタービン中心軸からの半径方向距離が等しい底面を備えた矩形断面形状を有する。その他の要素は、第１の実施例と同じであり、説明を省略する。なお、実施例１と同一の構成要素には同一の符号を付してある。
【００４７】
図１０において、２４は、タービン翼１０と側壁との接続部における圧力面１８の輪郭曲線を表す。２５は、タービン翼１０と側壁との接続部における負圧面１９の輪郭曲線を表す。タービン翼１０の負圧面１９のスロート点１７を通り、翼間流路の入口部である直線Ｌに平行な直線ｍと、隣り合うタービン翼１０の圧力面２８の輪郭曲線２４とが交差する点を交点Ｚと定義する。
【００４８】
点Ｘは、圧力面１８の輪郭曲線２４上の任意の位置の点であり、圧力面１８の輪郭曲線２４の翼前縁部先端から点Ｘまでのタービン軸方向距離（Ｘ２）を、圧力面１８の輪郭曲線２４の翼前縁部先端から交点Ｚまでの軸方向距離（α２）で割った値を、軸方向無次元長さ（Ｘ２／α２）と定義する。軸方向無次元長さ（Ｘ２／α２）は、輪郭曲線２４の翼前縁部１３から翼後縁部１４までの間の点Ｘの相対的な軸方向位置を表す値で、以下の（３）式で表した範囲を取る値である。
【００４９】
０.０≦Ｘ２／α２≦１.０              …（３）
次に点Ｙは、翼負圧面１９の輪郭曲線２５上の任意の位置の点であり、負圧面１９の輪郭曲線２５の翼前縁部先端から点Ｙまでのタービン軸方向距離（Ｙ２）を、負圧面１９の輪郭曲線２５の翼前縁部先端からスロート点１７までの軸方向距離（β２）で割った値を、軸方向無次元長さ（Ｙ２／β２）と定義する。軸方向無次元長さ（Ｙ２／β２）は、輪郭曲線２５の翼前縁部１３からスロート点１７までの間の点Ｙの相対的な軸方向位置を表す値で、以下の（４）式で表した範囲を取る値である。
【００５０】
０.０≦Ｙ２／β２≦１.０              …（４）
図１０において、０〜４までの数値が付された直線は、前述した圧力面１８側の輪郭曲線２４における軸方向無次元長さ（Ｘ２／α２）と、負圧面１９側の輪郭曲線２５における軸方向無次元長さ（Ｙ２／β２）とが等値となる位置を結んだ直線であり、この直線を等値線と定義する。実施例１と同様に、各等値線に付された０〜４までの数値は、その位置における凹部２１の深さの程度を表しており、数値が大きい程、凹部２１の凹みが深いことを意味する。
【００５１】
本実施例の凹部２１は、実施例１と同様に、側壁の翼間流路２０の入口部より下流側、かつスロートｓより上流側に設けられている。本実施例の凹部２１は、圧力面１８と負圧面１９との間で、等値線に沿ってタービン中心軸からの半径方向距離が等しい底面を備えた底部を有することを特徴とする。図１１は、図１０に示したＢ−Ｂ′断面図であり、等値線に沿った凹部２１の底部の断面図である。図１１に示したように、凹部２１の底部は、等値線に沿ってタービン中心軸からの半径方向距離が等しい底面（内周側側壁１２）を備えており、矩形断面形状を有する。凹部２１は、翼間流路の入口部（Ｌ）側からスロートｓ側に向かって、矩形断面形状の底部を連続して有している。
【００５２】
凹部２１の位置は、タービン翼が作動流体より仕事を取り出すことを考慮し、隣り合うタービン翼前縁を結んだ位置より作動流体が流れる下流側、タービン翼間のスロート長より上流側に設けることでより効果がある。
【００５３】
ここで、図１１を用いて本実施例における翼間流路を通過する速度ベクトルについて説明する。前述のように、スロートｓで、スロート線に対して垂直に近い方向に作用するため、より効果的に翼高さ方向に流量配分される効果が得られる。本実施例の場合、側壁形状を変化させる位置はスロート点１７および点Ｚまでとなり、スロート点１７および点Ｚを結ぶ直線ｍに垂直に近い方向に速度ベクトルは通過し、この位置で縮流効果による翼中央部に作動流体を多く配分する効果を得ることができる。ここで、輪郭曲線２４上の点Ｚ、タービン翼の後縁部１４、スロート点１７で囲まれる翼間では、上述の縮流効果による流量配分を持ちつつ、輪郭曲線２４，２５の翼形状の影響を受け、タービン翼の後縁部１４とスロート点１７を結ぶ直線に垂直に近い方向に速度ベクトルで通過する。
【００５４】
以上のように、本実施例においても、翼中央部に流量を多く配分する効果を得ることができる。ここで本実施例と実施例１を比較すると、本実施例ではスロート位置まで凹面形状を変化させていない。このため、縮流効果による翼中央部に作動流体を多く配分する効果は、前述の実施例１の方が大きい。
【００５５】
本実施例の場合、実施例１と同様に、軸方向無次元長さが０.０〜１.０の範囲内における各無次元深さ（λ／δ）の値の分布を表すグラフが、最大無次元深さ位置にて１つの変曲点を持つ曲線で構成される。変曲点はスロート部に近い位置に存在することにより、より大きな縮流効果を得ることができる。その一例として最大深さを持つ無次元長さ位置は軸方向無次元長さ０.４以上，０.６以下の間に存在することが望ましい。本実施例も実施例１と同様、凹面側壁形状を利用した翼高さ方向の縮流効果により翼中央部に作動流体の流量が多く配分され、翼中央部でのタービン翼損失は低減され、タービン翼の効率は向上する。
【００５６】
図１２は、縦軸にタービン翼高さ位置を、横軸にタービン翼出口部における翼高さ方向の翼出口流量を示す図である。従来の非凹面側壁である翼出口流量は点線で示し、本実施例２である凹面側壁を適用した翼出口流量は実線で示す。実施例１と同様に翼中央部に流量が多く配分される。
【００５７】
図１３は、縦軸にタービン翼高さ位置を、横軸にタービン翼損失を示す図である。従来の非凹面側壁を点線で示し、本実施例２を適用した凹面側壁を実線で示す。実施例１の場合と同様に、凹面側壁形状を利用した翼高さ方向の縮流効果により翼中央部に作動流体の流量が多く配分され、翼中央部でのタービン翼損失は低減される。この結果、タービン翼の効率は向上する。
【００５８】
以上の説明の通り、本発明によれば、軸流タービン翼について、従来よりも段落効率が向上する軸流タービン翼を提供することができる。
【００５９】
本実施例は、軸流タービンのタービン段落に適用した場合の一例として説明したが、これに限定されるものではない。軸流タービン翼の静翼，動翼、の一方、またはその両方に適用することでも効果を得ることができるし、タービン外周壁のみ、あるいはタービン内周壁のみに凹面側壁を適用した場合でも、本発明と同様の効果を得ることができるものである。また、本実施例は、蒸気タービン、およびガスタービンの何れでも適用可能である。
【符号の説明】
【００６０】
１  ダイヤフラム外輪
２  ダイヤフラム内輪
３  静翼
５  動翼
６  シュラウド
１０  タービン翼
１１  外周側側壁
１２  内周側側壁
１７  スロート点
１８  圧力面
１９  負圧面
２０  翼間流路
２１  凹部
２２  翼間流路側壁面
２４，２５  輪郭曲線
ｓ  スロート
ｔ  ピッチ長
【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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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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