(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、
前縁（ＬＥ）位置を０％とし、後縁（ＴＥ）位置を１００％として腹面（Ｓｌ）に沿う位置を表すとき、腹面（Ｓｌ）上の８０％位置から後部スロートまでの範囲に、上流側の凹部から下流側の凸部に連なる変曲点（Ｐ）を備えた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。
【請求項３】
請求項１に記載のタービン翼型を有するタービン翼（Ｓ）の集合よりなるタービン翼列であって、
隣接する一対のタービン翼（Ｓ）の一方のタービン翼（Ｓ）の腹面（Ｓｌ）から他方のタービン翼（Ｓ）の背面（Ｓｕ）に下ろした法線の長さ（Ｄ）が、前記一方のタービン翼（Ｓ）の前部スロートから後部スロートまでの範囲に少なくとも１つの極大値（Ｄｍａｘ）を持つことを特徴とする軸流型タービンのタービン翼列。
【請求項４】
前記極大値（Ｄｍａｘ）は、前部スロートにおける法線の長さ（Ｄ）の１１０％以下であることを特徴とする、請求項３に記載の軸流型タービンのタービン翼列。
【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、そのタービン翼の集合よりなるタービン翼列とに関する。
【０００２】
【従来の技術】
図１には、従来の軸流型タービンのタービン翼Ｓおよび翼列が破線で示される。タービン翼Ｓの翼型は、前縁ＬＥと、後縁ＴＥと、前縁ＬＥから後縁ＴＥ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、前縁ＬＥから後縁ＴＥ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とを備えている。後縁ＴＥに近い腹面Ｓｌは変曲点を持たない単純な凹部をなしており、また隣接するタービン翼Ｓの翼列の翼間距離Ｄ、つまり一方のタービン翼Ｓの腹面Ｓｌから他方のタービン翼Ｓの背面Ｓｕに下ろした法線の長さが、前部スロートから後部スロートに向かって単調に減少している。
【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１に示す従来の軸流型タービンのタービン翼Ｓ（破線参照）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、該後縁部の腹面Ｓｌ側および背面Ｓｕ側からそれぞれ発生する衝撃波ＳＷ１，ＳＷ２（図６参照）が性能低下の要因となる問題がある。このうち特に、後縁部の腹面Ｓｌ側から発生した衝撃波ＳＷ１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、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の腹面側から発生する衝撃波の影響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、前縁位置を０％とし、後縁位置を１００％として腹面に沿う位置を表すとき、腹面上の８０％位置から後部スロートまでの範囲に、上流側の凹部から下流側の凸部に連なる変曲点を備えた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、腹面上の８０％位置から後部スロートまでの範囲に、上流側の凹部から下流側の凸部に連なる変曲点を備えたことにより、後縁部の腹面側から発生する衝撃波を分散して強い衝撃波の発生を防止し、衝撃波に伴う圧力損失を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。
【００１２】
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。
【００１３】
また請求項３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有するタービン翼の集合よりなるタービン翼列であって、隣接する一対のタービン翼の一方のタービン翼の腹面から他方のタービン翼の背面に下ろした法線の長さが、前記一方のタービン翼の前部スロートから後部スロートまでの範囲に少なくとも１つの極大値を持つことを特徴とする軸流型タービンのタービン翼列が提案される。
【００１４】
上記構成によれば、隣接する一対のタービン翼の一方のタービン翼の腹面から他方のタービン翼の背面に下ろした法線の長さが、前記一方のタービン翼の前部スロートから後部スロートまでの範囲に少なくとも１つの極大値を持つので、負圧を発生する背面に減速領域を形成して層流境界層から乱流境界層への遷移を促進し、衝撃波との干渉に伴う境界層の剥離を防止して圧力損失を低減することができる。
【００１５】
また請求項４に記載された発明によれば、請求項３の構成に加えて、前記極大値は、前部スロートにおける法線の長さの１１０％以下であることを特徴とする軸流型タービンのタービン翼列が提案される。
【００１６】
上記構成によれば、一方のタービン翼の腹面から他方のタービン翼の背面に下ろした法線の長さの極大値が、前部スロートにおける法線の長さの１１０％以下なので、層流境界層から乱流境界層への遷移をスムーズに行なわせることができる。
【００１７】
【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。
【００１８】
図１〜図５は本発明の一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タービン翼列を示す図、図２は図１の要部拡大図、図３は翼型の腹面に沿う翼間距離の変化を示すグラフ、図４は翼列の出口速度に対する損失係数の変化を示すグラフ、図５は翼列まわりの流れの状態を示す図である。
【００１９】
図１に実線で示すタービン翼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。破線は比較のために示した従来のタービン翼Ｓを示している。両者を比較すると明らかなように、破線で示す従来のタービン翼Ｓはその前縁ＬＥ部および後縁ＴＥ部を除く腹面Ｓｌの全域で凹状に湾曲していて変曲点を持たないのに対し、実線で示す本実施例のタービン翼Ｓは後縁ＴＥの近傍において前縁ＬＥ側の凹状に湾曲している部分と後縁ＴＥ側の凸状に湾曲している部分との間に変曲点Ｐ（図２参照）を備えている。
【００２０】
尚、タービン翼Ｓの下面Ｓｌ上の位置座標は、前縁ＬＥを０％位置とし、後縁を１００％位置としたときの下面Ｓｌに沿う長さの１００分率で表される。
【００２１】
隣接する一対のタービン翼Ｓ間の入口側および出口側には流路断面積（つまり一対のタービン翼Ｓの翼間距離）が極小になる前後のスロートが形成される。隣接する一対のタービン翼Ｓの翼間距離は、一方の翼型Ｓの腹面Ｓｌから他方の翼型Ｓの背面Ｓｕに対して法線を下ろした場合、その法線の長さＤが翼間距離となる。図３には本実施例および従来例の翼間距離Ｄ（前縁における翼間距離を１として無次元化したもの）の翼弦方向の変化が示されている。本実施例の前部スロートの位置は２２％、後部スロートの位置は９７％であり、前記変曲点Ｐは８０％位置と後部スロート（９７％位置）との間に位置している。
【００２２】
また、図３において、従来のものの翼間距離Ｄが前部スロート（５％〜４４％位置）から後部スロート（９３％位置）にかけて単調減少しているのに対し、本実施例のものの翼間距離Ｄは前部スロート（２２％位置）から単調増加して５６％位置で極大値をとり、そこから後部スロート（９７％位置）に向けて単調減少している。前部スロートにおける無次元化翼間距離０．９４に対する極大値における無次元化翼間距離１．０２５の比は約１．０９であって１１０％未満に抑えられている。
【００２３】
而して、本実施例の翼型Ｓは腹面Ｓｌ上の８０％位置から後部スロート（９７％位置）までの範囲に、上流側の凹部から下流側の凸部に連なる変曲点Ｐを備えているので、後縁ＴＥ近傍の腹面Ｓｌ側から発生する衝撃波を２本あるいはそれ以上に分散することができる。図５には腹面Ｓｌ側に弱い衝撃波ＳＷ１，ＳＷ１が２本発生している本実施例の翼列の流れの状態が、また図６には腹面Ｓｌ側に強い衝撃波ＳＷ１が１本発生している従来例の翼列の流れの状態が示されており、従来１本であった衝撃波が本実施例において２本に分散していることが分かる。尚、図５および図６で、ＥＷｕ，ＥＷｌは凸曲面でガスが減速して発生した膨張波であり、Ｂはガスの流れが停滞して発生したバブルである。
【００２４】
このように腹面Ｓｌ側の衝撃波を２本に分散させて個々の衝撃波の強さを弱めることにより、大きな損失の元となる単一の衝撃波の発生を防止し、衝撃波が隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕの境界層と干渉して発生する圧力損失を低減することができる。またタービン翼列の一方のタービン翼Ｓの腹面Ｓｌから他方のタービン翼Ｓの背面Ｓｕに下ろした法線の長さＤ（つまり翼間距離Ｄ）が、前記一方のタービン翼Ｓの前部スロートから後部スロートまでの範囲に極大値Ｄｍａｘを持ち、かつ前部スロートにおける法線の長さＤを基準としたときの極大値Ｄｍａｘは１１０％以下（１０９％）であるため、翼間距離Ｄの拡大に伴う流速の低減によりタービン翼Ｓの背面Ｓｕに減速領域を形成し、層流境界層から乱流境界層へスムーズに移行させることができる。これにより、隣接するタービン翼Ｓの後縁ＴＥ部下面から発生した２本の衝撃波との干渉に伴う背面Ｓｕ側の境界層の剥離を防止し、圧力損失を更に効果的に防止することができる。
【００２５】
図４に示すように、本実施例の翼列を採用すれば、従来の翼列を採用した場合に比べて、翼列の出口マッハ数Ｍ＝１．２において損失係数を約２５％を低減することができる。
【００２６】
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。
【００２７】
例えば、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。
【００２８】
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の実線の翼型）を採用し、残りの部分に他のタービン翼型（例えば図１の破線の翼型）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。
【００２９】
【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、腹面上の８０％位置から後部スロートまでの範囲に、上流側の凹部から下流側の凸部に連なる変曲点を備えたことにより、後縁部の腹面側から発生する衝撃波を分散して強い衝撃波の発生を防止し、衝撃波に伴う圧力損失を低減することができる。
【００３０】
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。
【００３１】
また請求項３に記載された発明によれば、隣接する一対のタービン翼の一方のタービン翼の腹面から他方のタービン翼の背面に下ろした法線の長さが、前記一方のタービン翼の前部スロートから後部スロートまでの範囲に少なくとも１つの極大値を持つので、負圧を発生する背面に減速領域を形成して層流境界層から乱流境界層への遷移を促進し、衝撃波との干渉に伴う境界層の剥離を防止して圧力損失を低減することができる。
【００３２】
また請求項４に記載された発明によれば、一方のタービン翼の腹面から他方のタービン翼の背面に下ろした法線の長さの極大値が、前部スロートにおける法線の長さの１１０％以下なので、層流境界層から乱流境界層への遷移をスムーズに行なわせることができる。
【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タービン翼列を示す図
【図２】図１の要部拡大図
【図３】翼型の腹面に沿う翼間距離の変化を示すグラフ
【図４】翼列の出口速度に対する損失係数の変化を示すグラフ
【図５】本実施例の翼列まわりの流れの状態を示す図
【図６】従来例の翼列まわりの流れの状態を示す図
【符号の説明】
Ｄ          腹面から背面に下ろした法線の長さ
Ｄｍａｘ    法線の長さの極大値
ＬＥ        前縁
ＴＥ        後縁
Ｐ          変曲点
Ｓ          タービン翼
Ｓｌ        腹面
Ｓｕ        背面
【図１】
0003986798.tif 000002
【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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