(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配置された動翼を有するタービン装置において、
前記タービン翼を通過する流体の周方向速度の軸方向距離に対する変化率を周方向速度変化率とし、前記タービン翼の子午面方向における前記周方向速度変化率の分布が、減少からほぼ一定、および、ほぼ一定から増加へと変化する２つの境界を分岐制御点としたときに、前記分岐制御点の両方がともにタービン翼の子午面に沿った流路の前半にあるものを前半負荷型、前記分岐制御点の一方が前記流路の前半にあり、他方が後半にあるものを中間負荷型、前記分岐制御点の両方がともに前記流路の後半にあるものを後半負荷型とすると、前記タービン翼が、内輪側において前半負荷型または中間負荷型に、外輪側において後半負荷型に形成されていることを特徴とするタービン装置。
【請求項２】
前記周方向速度変化率の分布が内輪側において子午面距離の２０％までは減少し、２０〜５０％まではほぼ一定であり、かつ５０〜１００％まではゼロまで増加することを特徴とする請求項１に記載のタービン装置。
【請求項３】
前記周方向速度変化率の分布が前記タービン翼のミッドスパン部において前記子午面距離の５０％までは減少し、５０〜７０％まではほぼ一定であり、かつ７０〜１００％ではゼロまで増加することを特徴とする請求項２に記載のタービン装置。
【請求項４】
前記周方向速度変化率の分布が外輪側において前記子午面距離の５０〜７０％までは減少し、７０〜１００％ではゼロまで増加することを特徴とする請求項２に記載のタービン装置。
【請求項５】
前記内輪と外輪の径の比が１．２〜１．４であり、前記タービン翼の動翼入口先端線について、内径面を基準としたとき、動翼内径との比ｒ／ｒｈが１．１５までは先端点が内径における点よりも動翼回転方向とは逆の方向に有り、ｒ／ｒｈが１．１５から外径側では動翼回転方向にあることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか一項に記載のタービン装置。
【請求項６】
前記内輪と外輪の径の比が１．２〜１．４であり、前記タービン翼の動翼入口における流路のど部幅の半径方向の変化率が、動翼内径との比ｒ／ｒｈが１．１５までの範囲と１．１５から外径面側までの範囲でそれぞれ別のほぼ一定の値を持ち、ｒ／ｒｈが１．１５までの範囲ではその値がおよそ０．３５でありｒ／ｒｈが１．１５から外径側まではおよそ１．３であることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか一項に記載のタービン装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、例えば、発電プラント等において用いられるタービン装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
高温ガスや蒸気の熱エネルギーを機械的な動力や電力に変換するために、ガスタービンや蒸気タービンが用いられている。近年ではエネルギーの枯渇や地球温暖化を防止するために、エネルギー変換機械であるタービンの性能を向上させることがタービンメーカーにとって非常に重要な課題となっている。
【０００３】
高圧・中圧タービンでは、タービン内径に対する翼高さの割合が小さいため、タービン内径面および外径面に発達する流体のエネルギーの小さい境界層と呼ばれる領域の影響が大きくなることによって、２次流れによる損失の割合が大きい。この２次流れの発生メカニズムは次の通りである。
【０００４】
図１において、動翼１，１，・・・に流入する流れＧは、翼１の圧力面Ｆから負圧面Ｂに向かう圧力勾配による力を受ける。内径面Ｌおよび外径面Ｍ（両面を合わせて側壁と称す）から離れた主流においては、この圧力勾配による力と流れの転向による遠心力とが釣り合っているが、側壁近くの境界層内の流れは、その運動エネルギーが小さいので、図中に符号Ｊで示すように圧力勾配による力によって圧力面Ｆから負圧面Ｂに運ばれる。さらに、流路後半では負圧面Ｂに衝突して巻き上がり、２つの流路渦Ｗを形成する。この流路渦Ｗによって側壁境界層の低エネルギー流体が集積し、図２に示すように翼下流に２つの損失ピークを持つ不均一な流れ分布を発生させる。この不均一な流れは、翼下流において均一化されるが、その均一過程においても大きなエネルギー損失を発生させる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
上記２次流れを抑制しタービン性能を向上させる方法として、例えば、翼高さ全体にわたって傾斜あるいは湾曲面を設ける技術が提案されている。しかしながら、この方法によって２次流れを制御するには、翼を大きく傾けたり、湾曲させないと効果が得られず、特に動翼では強度上に不具合が生じる事態が多いという問題を有している。
【０００６】
従来は２次元的な設計がなされてきた高圧・中圧タービンの性能向上を図るために、コンピュータと流れ解析技術の発達に伴い、３次元翼形が適用されるようになってきた。これにより、翼周りの圧力面と負圧面の圧力差で与えられる翼の負荷分布を３次元的に制御し、翼の損失を低減することが考えられる。しかし、従来の３次元設計翼では、一定の翼高さにおける２次元翼形を数断面設計し、それを高さ方向に積み重ねて翼を３次元的に形成するものであり、翼高さの全体にわたってその翼周りの圧力分布をきめ細かく制御して損失を低減することができない問題点があった。従って、本発明は、上述した問題を克服し、３次元的に翼の負荷分布を制御して損失の低減を達成することを目的とするものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明は、内輪と外輪の間に複数のタービン翼が配置された動翼を有するタービン装置において、前記タービン翼を通過する流体の周方向速度の軸方向距離に対する変化率を周方向速度変化率とし、前記タービン翼の子午面方向における前記周方向速度変化率の分布が、減少からほぼ一定、および、ほぼ一定から増加へと変化する２つの境界を分岐制御点としたときに、前記分岐制御点の両方がともにタービン翼の子午面に沿った流路の前半にあるものを前半負荷型、前記分岐制御点の一方が前記流路の前半にあり、他方が後半にあるものを中間負荷型、前記分岐制御点の両方がともに前記流路の後半にあるものを後半負荷型とすると、前記タービン翼が、内輪側において前半負荷型または中間負荷型に、外輪側において後半負荷型に形成されていることを特徴とするタービン装置である。
【０００８】
また、本発明の好ましい態様は、前記タービン翼の周方向速度変化率分布を３次元的に与えることによって、内輪側において前半負荷型または中間負荷型に、外輪側において後半負荷型に形成されていることを特徴とするタービン装置である。
【０００９】
以下に、このような発明を想到するに至った経緯を説明する。
発明者は、タービン動翼によって形成される流路において、タービン動翼が流体から受けとるエネルギーが最も大きい位置、すなわち翼負荷の最も大きい位置を、異なる翼の高さ位置において、流路内の子午面方向のどの位置にすれば最も良い結果が得られるかに着目した。ここでは、解析を容易にするために、流路を子午面方向長さで考えて、前半、中間、後半の３つに区分した設定とした。
【００１０】
タービン動翼でなされる仕事は図３に示すように動翼入口と出口の絶対速度の周方向成分Ｖθの変化で与えられる。動翼内におけるＶθの変化は、以下に示す関係式によって、翼の圧力面と負圧面の圧力差又はエンタルピー差で与えられる負荷分布と関連づけられる。
非圧縮性流体の場合：
負荷分布＝Ｐｐ−Ｐｓ＝（２π／Ｂ）ρＷ（∂ｒ・Ｖθ／∂ｍ）
圧縮性流体の場合：
負荷分布＝ｈｐ−ｈｓ＝（２π／Ｂ）Ｗ（∂ｒ・Ｖθ／∂ｍ）
【００１１】
上式において、ＰｐとＰｓはそれぞれ圧力面と負圧面における静圧、ｈｐとｈｓはそれぞれ圧力面と負圧面におけるエンタルピー、Ｂはタービン装置における動翼の数、ρは流体密度、Ｗは圧力面と負圧面の速度の平均値、（∂ｒ・Ｖθ／∂ｍ）は動翼内における周方向速度Ｖθの軸方向距離ｍに対する変化率である。この式によってタービン翼の負荷分布は周方向速度変化率に関連づけられており、これは周方向速度変化率の値によって負荷分布を制御できることを示している。すなわち、動翼内の任意の位置において、周方向速度変化率を大きくすると、その位置において翼面負荷（Ｐｐ−Ｐｓ）又は（ｈｐ−ｈｓ）は大きくなる。
【００１２】
従って、翼の負荷は、上式によってタービン動翼の軸方向の周方向速度変化率に関連づけられる。ここで、Ｖθの正の方向を動翼回転方向と定義すると、動翼流路内では動翼入口から出口に向かってＶθは減少していくので、周方向速度変化率は負の値となる。図４にはタービン動翼内の周方向速度変化率分布の例を示しているが、タービン動翼は、通常、入口側からある範囲までは周方向速度変化率が減少し、中間のある範囲ではほぼ一定となり、後半部分では増加するので、２つの境界値Ａ，Ｂ（以下、分岐制御点という）が存在する。従って、図５にそれぞれ示すように、この２つの分岐制御点Ａ１，Ｂ１が両方ともに子午面に沿った流路の前半にある時を▲１▼前半負荷型、第１分岐制御点Ａ２が前半にあり、第２分岐制御点Ｂ２が後半にある場合を▲２▼中間負荷型、２つの分岐制御点Ａ３，Ｂ３がともに流路の後半にある場合を▲３▼後半負荷型とした。
【００１３】
ミッドスパンならびにチップ側において、ある任意の負荷分布（前半、中間、後半負荷）に固定しているときに、翼の根元における負荷分布を図５に示すような前半、中間、後半負荷型に設定した場合の影響を調査した。このような負荷分布を基に設計した根元における翼の断面形状は、図６に示すようになる。コンピュータによる流れ解析によって、このような根元の形状を採用したタービン動翼内の流れを解析した結果、根元（内径面）付近の速度ベクトルは図７に示すようになり、後半負荷型の場合には翼流路の中央で剥離領域が発生していることがわかる。このため翼の圧力面から負圧面に向かう強い２次流れが発生し、タービンにおける損失分布では、図８に示すように、前半負荷型、または中間負荷型の場合に比べて後半負荷型の場合の内径面側の損失ピーク値が大きくなっている。前半負荷型と中間負荷型では大きな差は出ていない。
【００１４】
次に、図９に示すように、翼のチップ側すなわち先端側において▲１▼前半負荷と▲３▼後半負荷型の２種類に負荷分布を設定し、それに基づいて翼を上記の場合と同様の考え方で設計したとき、チップ側の翼形状は図１０のようになる。翼根元側とミッドスパンにおいて、ある任意の負荷分布（前半、中間、後半負荷）に固定しているときに、上記チップ側の▲１▼前半負荷と▲３▼後半負荷型の翼形状の場合の翼出口における損失分布を計算した結果、図１１に示すように、後半負荷型の場合の方が損失のピークが小さいことがわかった。これは、前半負荷型では動翼出口スロート部から下流の負圧面の長さが長くなり、ここでの境界層の発達が後半負荷よりも大きいためである。なお、ここでは説明を省略するが、翼の高さ方向中央部では、根元側と先端側の場合の中間的な特性を示すことが分かっている。
【００１５】
上記の結果から、このタービン翼において２次流れを抑制し、最も損失の少ないのは、翼の根元側において前半又は中間負荷型に設定し、翼の先端側において後半負荷型に設定した形状であると考えられる。そこで、このような特性を有するタービンを設計した。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、発明の実施の形態をさらに詳しく説明する。図１２は、内輪と外輪の径の比が１．３３であるタービン装置について、上記のような考察に基づいて設定した負荷分布である。ここにおいては、タービン翼は、ハブ側においては、第１分岐制御点Ａｈが子午面距離の約１７％、第２分岐制御点Ｂｈが約６５％にあって中間負荷型となっている。また、チップ側においては、第１分岐制御点Ａｔが子午面距離の約７０％、第２分岐制御点Ｂｔが約８３％にあって後半負荷型となっている。ハブ側とチップ側の中間の点（ミッドスパン）では、第１分岐制御点Ａｍが子午面距離の約４７％、第２分岐制御点Ｂｍが約８３％にあって、ハブ側とチップ側の中間的な負荷型となっている。
【００１７】
尚、翼全体の負荷分布はこれらハブ側、ミッドスパン、チップ側で設定された負荷分布から内挿によって設定される。従って、ハブ側、ミッドスパン、チップ側の負荷分布を上記のように好適に設定することによって、翼全体の負荷分布を３次元的に好適に設定することができる。このタービン翼のハブ側、ミッドスパン、チップ側のそれぞれの断面は、図１３に示すようになる。
【００１８】
このようなハブ側からチップ側にわたる流路の幅方向において最大負荷位置が異なるように設定し、さらに、境界層の影響が大きい動翼ハブ側とチップ側よりもミッドスパン付近において相対的に大きな仕事をするように設定した結果、図１４に示すような形状が得られた。図１４は、タービン動翼を流体流れの上流側から見たもので、入口側のエッジが径方向に湾曲しているのがわかる。Ｓ１は、内径側の動翼入口のエッジと各半径位置における翼先端点との周方向距離である。一方、比較例として、３次元的に負荷分布の制御をしていない従来のタービン動翼形状を図１５に示した。
【００１９】
図１６は、翼ピッチで無次元化した値Ｓ１／ピッチの半径方向の変化を示している。本発明の実施の形態の動翼は動翼入口先端は、内径面を基準としたとき、動翼内径との比ｒ／ｒｈ＝１．１５までは先端点が内径における点よりも動翼回転方向とは逆の方向にあり、１．１５＜ｒ／ｒｈでは動翼回転方向にあることが特徴である。
【００２０】
また、入口側のスロート部の間隔Ｏ１については、図１７に示すように、従来翼のＯ１は内径側から外径側までほぼ一定の割合で増加しているが、本発明の実施の形態の動翼は翼ピッチで無次元化した値Ｏ１／ピッチの増加率はｒ／ｒｈ＝１．１５までは約０．３５であり、１．１５＜ｒ／ｒｈでは約１．３で半径方向に単調に増加している。
【００２１】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、３次元的に翼の負荷分布を制御することによって流れの損失を低減し、効率の良い、性能の高いタービン装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来のタービン動翼における流れ損失の発生を説明する模式図である。
【図２】従来のタービン動翼における損失の分布を示すグラフである。
【図３】タービン動翼でなされる仕事について説明するための模式図である。
【図４】従来のタービン動翼内の周方向速度変化率分布の例を示すグラフである。
【図５】タービン動翼内のハブ側における周方向速度変化率分布のタイプを示すグラフである。
【図６】図５の負荷分布を基に設計した根元における翼の断面形状を示す図である。
【図７】図６の各断面形状におけるタービン動翼内の流れを解析した結果を示す図である。
【図８】図６の各断面形状におけるタービンにおける損失分布を示す図である。
【図９】タービン動翼内のチップ側における周方向速度変化率分布のタイプを示すグラフである。
【図１０】図９の負荷分布を基に設計したチップ側における翼の断面形状を示す図である。
【図１１】図１０の各断面形状におけるタービン動翼内の流れを解析した結果を示す図である。
【図１２】本発明の１つの実施の形態における負荷分布を示すグラフである。
【図１３】本発明の１つの実施の形態における翼形状を示す図である。
【図１４】本発明の１つの実施の形態における翼形状を３次元的に示す図である。
【図１５】従来の翼形状を３次元的に示す図である。
【図１６】内径側の動翼入口のエッジと各半径位置における翼先端点との周方向距離の半径方向の変化を示すグラフである。
【図１７】入口側のスロート部の間隔の半径方向の変化を示すグラフである。
【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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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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