(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（ＬＥ）および後縁（ＴＥ）間に正圧を発生する腹面（Ｓｌ）および負圧を発生する背面（Ｓｕ）を備えた軸流型タービンのタービン翼型において、
後縁（ＴＥ）は尖端をなしており、腹面（Ｓｌ）の後部に後縁（ＴＥ）に連なる平坦面（１）を有するとともに、この平坦面（１）に対応する背面（Ｓｕ）の少なくとも一部に湾曲面（２，５）を有しており、前記平坦面（１）は後縁半径（ｒ）を有する円に外接し、かつ前記湾曲面（２，５）は該円の一部を構成するか該円に外接し、更に後縁（ＴＥ）における腹面（Ｓｌ）および背面（Ｓｕ）の交差角（α）は、直角ないし鋭角であることを特徴とする軸流型タービンのタービン翼型。
【請求項２】
請求項１に記載のタービン翼型を、タービン翼（Ｓ）のスパン方向の少なくとも一部に適用した軸流型タービンのタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、前縁および後縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備えた軸流型タービンのタービン翼型と、そのタービン翼型を適用したービン翼とに関する。
【０００２】
【従来の技術】
図８には、従来の軸流型タービンのタービン翼Ｓにおける後縁部の一般的な形状が示される。即ち、円で囲ったタービン翼Ｓの後縁部は、後縁半径ｒを有する円弧面Ｓｔと、円弧面Ｓｔの上端から前縁ＬＥ側に延びてタービンの運転時に主として負圧を発生する背面Ｓｕと、円弧面Ｓｔの下端から前縁ＬＥ側に延びてタービンの運転時に主として正圧を発生する腹面Ｓｌとを備えており、円弧面ＳｔとキャンバーラインＣＬとの交点としてタービン翼Ｓの後縁ＴＥが規定される。従って、従来のタービン翼Ｓの後縁ＴＥは尖端をなしておらず、後縁半径ｒを有する円弧面Ｓｔ上の点として規定される。
【０００３】
また、タービン翼の後縁部の形状に関する発明として、特開昭５７−１１３９０６号公報、特開平７−３３２００７号公報、特開平９−１２５９０４号公報に記載されたものが公知である。
【０００４】
特開昭５７−１１３９０６号公報に記載されたタービン翼は、後縁部を背面側に湾曲させた構成、あるいは後縁部における背面側の曲率を腹面側の曲率よりも大きくした構成を備えており、この構成により遷音速下における衝撃波の発生をコントロールしてタービン翼に加わる加重の軽減および圧力損失の低減を図っている。
【０００５】
また特開平７−３３２００７号公報に記載されたタービン翼は後縁部に波状の凹凸を形成したもので、この構成によりタービンの半径方向の流れ分布を干渉し易くし、ウエイクによる速度欠損割合を低減してタービン各段の流れ性能の向上を図っている。
【０００６】
また特開平９−１２５９０４号公報に記載された蒸気タービンのタービン翼は後縁部における背面を直線状に切り欠いたもので、この構成により蒸気流による加振や蒸気流内の異物によるエロージョンに対する耐性を確保しながら、圧力損失の低減を図っている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、図８に示す従来の軸流型タービンのタービン翼Ｓは、翼表面に沿う流速が高亜音速であって衝撃波が発生しない状態では充分な性能を発揮するが、後縁部における流速が音速に達すると、該後縁部の復面Ｓｌ側および背面Ｓｕ側からそれぞれ発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕが性能低下の要因となる問題がある。即ち、後縁部の腹面Ｓｌ側から発生した衝撃波ＳＷｌは隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側の境界層と干渉して圧力損失が発生する要因となり、また後縁部の背面Ｓｕ側から発生した衝撃波ＳＷｕは下流段のタービンの翼列に歪みや変形をもたらしてタービン全体の性能向上を困難なものとする。
【０００８】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、軸流型タービンのタービン翼の後縁部から発生する衝撃波を最小限に抑えてタービンの性能を向上させることを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、前縁および後縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備えた軸流型タービンのタービン翼型において、後縁は尖端をなしており、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を有するとともに、この平坦面に対応する背面の少なくとも一部に湾曲面を有しており、前記平坦面は後縁半径を有する円に外接し、かつ前記湾曲面は該円の一部を構成するか該円に外接し、更に後縁における腹面および背面の交差角は、直角ないし鋭角であることを特徴とする軸流型タービンのタービン翼型が提案される。
【００１０】
上記構成によれば、タービン翼型の後縁を尖端状とし、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を形成するとともに、平坦面に対応する背面の少なくとも一部に湾曲面を形成し、前記平坦面は後縁半径を有する円に外接し、かつ前記湾曲面は該円の一部を構成するか該円に外接するので、後縁部における腹面側から背面側へのガスの回り込みを抑制して後縁部の腹面側に発生する衝撃波を緩和し、圧力損失を最小限に抑えることができる。しかも後縁における腹面および背面の交差角を直角ないし鋭角としたので、後縁部の背面の湾曲度合を小さくして流速を低下させ、背面側に発生する衝撃波を緩和して圧力損失を更に低減することができる。
【００１１】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１に記載のタービン翼型を、タービン翼のスパン方向の少なくとも一部に適用した軸流型タービンのタービン翼が提案される。  上記構成によれば、本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適宜併用してタービン翼の設計自由度を高めることができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。  図１〜図５は本発明の実施例を示すもので、図１は軸流型タービンのタービン翼型およびその後縁部の拡大図、図２は翼弦に沿う腹面および背面の流速分布を示すグラフ、図３はマッハ数に対する圧力損失の変化を示すグラフ、図４はタービン翼のまわりの流れの様子を可視化した図、図５は図４の５部拡大図である。
【００１３】
図１に示すタービン翼Ｓは軸流型タービンの環状のガス通路に配置されてタービン翼列を構成するもので、その左端の前縁ＬＥと右端の後縁ＴＥとの間に、ガスの流れに伴って正圧を発生する腹面Ｓｌ（正圧面）と、ガスの流れに伴って負圧を発生する背面Ｓｕ（負圧面）とを備える。円内に拡大して示すように、タービン翼Ｓの後縁部において腹面Ｓｌには平坦面１が形成されており、この平坦面１の後端に鋭く尖った後縁ＴＥが形成される。平坦面１の長さはタービン翼Ｓの翼弦長の約２０％に達している。一方、タービン翼Ｓの後縁部において背面Ｓｕは湾曲面２および平坦面３を介して後縁ＴＥに連なっている。湾曲面２は後縁部に内接する後縁半径ｒの円の一部から成り、また平坦面３は前記湾曲面２に外接している。そして腹面Ｓｌの直線部１と背面Ｓｕの直線部３とが成す交差角αは直角に設定される。背面Ｓｕの湾曲面２は比較的に狭い領域、つまり腹面Ｓｌの平坦面１の範囲内に納まるように配置される。従って、図１に示す本実施例のタービン翼Ｓの後縁部は、従来のタービン翼Ｓの後縁部（つまり図８に示す後縁半径ｒを有する円弧）の後方に斜線を施した部分を付加したものに相当する。
【００１４】
以上のことから、軸流型タービンの運転時にタービン翼Ｓの後縁部でガスの流速が超音速に達すると、その後縁部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌと、斜め後上方に向かう衝撃波ＳＷｕとが発生する。図４および図５には、本実施例のタービン翼Ｓの後縁部において発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕの状態が示されている。また図６および図７には、従来のタービン翼Ｓ（図８参照）の後縁部において発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕの状態が示されている。
【００１５】
後縁部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌは腹面Ｓｌ側に隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕに衝突し、その背面Ｓｕに沿って形成された境界層と前記衝撃波ＳＷｌとが干渉して圧力損失が発生してしまう。しかしながら、本実施例によれば、タービン翼Ｓの腹面Ｓｌの後部に後縁ＴＥに連なる平坦面１を形成し、かつ後縁ＴＥを曲率半径が極めて小さい尖端形状としたことにより、腹面Ｓｌ側から後縁ＴＥを通って背面Ｓｕ側へのガスの回り込みを抑制し、斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌの発生を緩和して圧力損失を最小限に抑えることができる。
【００１６】
またタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側においても、ガスの流速が低下して斜め後上方に向かう衝撃波ＳＷｕの発生が緩和される。その結果、前記衝撃波ＳＷｕにより後段のタービン翼列に歪みや変形が発生することが防止され、タービン全体の性能向上が可能になる。
【００１７】
図２には翼弦に沿う腹面Ｓｌおよび背面Ｓｕの流速分布が示される。従来のタービン翼Ｓと本実施例のタービン翼Ｓとを比較すると明らかなように、タービン翼Ｓの腹面Ｓｌ側では、従来のものに比べて後縁ＴＥの極近傍における流速のピークが減少しており、後縁部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌが緩和されていることが推測される。またタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側では、従来のものに比べて後縁ＴＥの僅かに前方位置における流速のピークが減少しており、後縁部から斜め後上方に向かう衝撃波ＳＷｕが緩和されていることが推測される。
【００１８】
図３にはマッハ数に応じて変化する圧力損失が示される。従来のタービン翼Ｓと本実施例のタービン翼Ｓとを比較すると明らかなように、マッハ数が１．０のときの従来のタービン翼Ｓの圧力損失を１．０とすると、マッハ数が１．０のときの本実施例のタービン翼Ｓの圧力損失は０．９３５に止まっており、圧力損失が６．５％低減している。この圧力損失低減効果は、マッハ数が０．６〜１．４の広い領域でほぼ同様に達成される。
【００１９】
本発明のタービン翼Ｓの後縁部の形状は以下のように変形可能である。前述した第１実施例のタービン翼Ｓの後縁部の形状は、腹面Ｓｌの平坦面１と背面Ｓｕの平坦面３とが後縁ＴＥにおいて交差する交差角αが直角に設定されているが、図１に破線で示すように、腹面Ｓｌの平坦面１と背面Ｓｕの平坦面４との交差角αを鋭角に設定しても良い（第２実施例）。また背面Ｓｕの湾曲面２と平坦面３との組み合わせ（第１実施例）、あるいは背面Ｓｕの湾曲面２と平坦面４との組み合わせ（第２実施例）に代えて、湾曲面２に接する円弧面よりなる湾曲面５を形成し、この湾曲面５の後端を後縁ＴＥにおいて腹面Ｓｌの平坦面１の後端に交差させても良い（第３実施例）。この場合の交差角αは、後縁ＴＥを通って湾曲面５に接する接線と平坦面１との成す角度として定義され、この交差角αも鋭角となる。
【００２０】
上記第２実施例によれば、その湾曲面２の長さが第１実施例の湾曲面２の長さよりも短くなるため、また上記第３実施例によれば、その湾曲面５の曲率半径が第１実施例の湾曲面２の曲率半径よりも大きくなるため、タービン翼Ｓの背面Ｓｕの後部における流速の増加を抑制し、後縁部から斜め後上方に向かう衝撃波ＳＷｕを一層効果的に抑制することができる。以上のことから、この第２、第３実施例によれば、第１実施例を上回る１０％程度の圧力損失低減効果を見込むことができる。
【００２１】
以上、本発明の実施例を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００２２】
例えば、第１、第２実施例の湾曲面２および第３実施例の湾曲面５は円弧面で構成されているが、それら湾曲面２，５は必ずしも円弧面である必要はない。また湾曲面２，５の翼弦方向の位置は実施例に限定されるものでなく、腹面Ｓｌの平坦面１に対応する背面Ｓｕの少なくとも一部に湾曲面が形成されていれば良い。
【００２３】
また本発明のタービン翼Ｓは静翼および動翼の何れに対しても適用することができる。  また本発明による翼型は、タービン翼Ｓのスパン方向の全域に亘って採用しても良いし、スパン方向の一部だけに採用しても良い。即ち、タービン翼Ｓのスパン方向の一部に本発明のタービン翼型（例えば図１の翼型）を採用し、残りの部分に本発明以外のタービン翼型（例えば図８の翼型）を採用しても良い。これにより、本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適宜併用してタービン翼の設計自由度を高めることができる。
【００２４】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、タービン翼型の後縁を尖端状とし、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を形成するとともに、平坦面に対応する背面の少なくとも一部に湾曲面を形成し、前記平坦面は後縁半径を有する円に外接し、かつ前記湾曲面は該円の一部を構成するか該円に外接するので、後縁部における腹面側から背面側へのガスの回り込みを抑制して後縁部の腹面側に発生する衝撃波を緩和し、圧力損失を最小限に抑えることができる。しかも後縁における腹面および背面の交差角を直角ないし鋭角としたので、後縁部の背面の湾曲度合を小さくして流速を低下させ、背面側に発生する衝撃波を緩和して圧力損失を更に低減することができる。
【００２５】
また請求項２に記載された発明によれば、本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適宜併用してタービン翼の設計自由度を高めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  軸流型タービンのタービン翼型およびその後縁部の拡大図
【図２】  翼弦に沿う腹面および背面の流速分布を示すグラフ
【図３】  マッハ数に対する圧力損失の変化を示すグラフ
【図４】  タービン翼のまわりの流れの様子を可視化した図
【図５】  図４の５部拡大図
【図６】  従来のタービン翼のまわりの流れの様子を可視化した図
【図７】  図６の７部拡大図
【図８】  従来の軸流型タービンのタービン翼型およびその後縁部の拡大図
【符号の説明】
ＬＥ        前縁
ＴＥ        後縁
ｒ 後縁半径
Ｓ          タービン翼
Ｓｌ        腹面
Ｓｕ        背面
１          平坦面
２          湾曲面
５          湾曲面
α          交差角
【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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