(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間に形成される環状流路の周方向にノズル翼を列状に配置するタービンノズルと、このタービンノズルの下流側に配置され、タービン軸の周方向に動翼を列状に植設するタービン動翼とでタービン段落を構成し、このタービン段落を前記タービン軸の軸方向に複数備える軸流タービンにおいて、
前記ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣接するノズル翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配置する前記ノズル翼のピッチをｔとするとき、前記ノズル翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で最小値となる極小値になり、かつこの極小値から前記翼根元部まで前記スロート・ピッチ比ｓ／ｔが増加する形状に形成することを特徴とする軸流タービン。
【請求項２】
前記ノズル翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔから求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を、前記ノズル翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求められる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下になる範囲内に設定していることを特徴とする請求項１に記載の軸流タービン。
【請求項３】
前記ノズル翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が存在するように円周方向流体流出側に湾曲させていることを特徴とする請求項１または２に記載の軸流タービン。
【請求項４】
前記ノズル翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側および流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾斜または湾曲させていることを特徴とする請求項１または２に記載の軸流タービン。
【請求項５】
前記ノズル翼は、翼断面の翼弦長が翼先端部で最大、翼根元部で最小になるように形成していることを特徴とする請求項１または２に記載の軸流タービン。
【請求項６】
前記請求項１ないし５のいずれか１項に記載の軸流タービンにおいて、
前記動翼の後縁端とその動翼に隣接する動翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配置する前記動翼のピッチをｔとするとき、前記動翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で極小値になり、かつこの極小値から前記翼根元部までが増加する形状に形成することを特徴とする軸流タービン。
【請求項７】
極小値から翼根元部までが増加する前記動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔは、前記動翼の翼根元部で最大値になるように形成することを特徴とする請求項６に記載の軸流タービン。
【請求項８】
前記動翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔから求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を、前記動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求められる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下になる範囲内に設定していることを特徴とする請求項６または７に記載の軸流タービン。
【請求項９】
前記動翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が存在するように円周方向流体流出側に湾曲させていることを特徴とする請求項６ないし８のいずれか１項に記載の軸流タービン。
【請求項１０】
前記動翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側および流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾斜または湾曲させていることを特徴とする請求項６ないし８のいずれか１項に記載の軸流タービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流タービンに係り、特に、タービンノズルとタービン動翼とを組み合わせてタービン段落を構成するとき、そのタービン段落の段落効率をより一層向上させる軸流タービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
例えば、発電プラントに適用する蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンでは、最近、経済的な運転を効果的に行うための熱効率の向上、特に、タービン内部効率の向上が再び見直されている。
【０００３】
タービン内部効率のより一層の向上を図るには、タービン翼に発生する諸損失のうち、特にタービンノズルおよびタービン動翼の２次流れに基づく２次流れ損失をより一層低く抑えることが重要な研究テーマの一つとして採り上げられている。
【０００４】
図１０は、軸流タービンに従来から適用されている、いわゆるストレート翼と称するタービンノズルの構成を示す図で、複数枚のノズル翼１がダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３との間に形成される環状流路４のタービン軸（図示せず）の周方向に沿って列状に配置されている。
【０００５】
また、ノズル翼１の下流側には、図８に示すように、ノズル翼１の列状配置に対応させてタービン動翼５が周方向に配置されている。このタービン動翼５は、ロータディスク６の周方向に沿って植設され、その外周端に作動蒸気または作動ガス（以下、主流と記す）の漏洩等を防止するシュラウド７を備えている。
【０００６】
このような構成を備える軸流タービンにおいて、タービンノズルをノズル翼１の出口側から観察するときの斜視図で示す図１０を引用し、ノズル翼１の２次流れの発生メカニズムを詳しく説明する。
【０００７】
主流は、翼間流路を流れるとき、湾曲状に曲げられて流れている。このとき、ノズル翼１の背側Ｂから腹側Ｆ方向に向って遠心力が生じ、この遠心力と静圧がバランスしているので、腹側Ｆの静圧が高くなっている。
【０００８】
これに対し、背側Ｂは主流の流速が速いため静圧が低くなっている。このため、翼間流路内では、腹側Ｆから背側Ｂに向って圧力勾配が生じる。この圧力勾配は、ダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３の周壁面上に形成される境界層においても同じである。
【０００９】
しかし、翼間流路内の境界層では、流速が小さく、遠心力も小さくなっているので、腹側Ｆから背側Ｂへの圧力勾配に抗し切れず、腹側Ｆから背側Ｂに向う流れとなる２次流れ８が生じる。
【００１０】
この２次流れ８は、ノズル翼１の背側Ｂに衝突して巻き上げられ、ノズル翼１を支持するダイアフラム外輪２およびダイアフラム内輪３との接続部分に２次流れ渦９ａ，９ｂを発生させる。
【００１１】
このように、主流の持つエネルギは、２次流れ渦９ａ，９ｂの拡大、拡散や２次流れによる壁面摩擦等の影響を受け、その一部が失われ、タービン内部効率の著しい低下の要因になっている。なお、タービン動翼も、タービンノズルと同様に、２次流れ損失が発生している。
【００１２】
ところで、翼間流路内で発生する２次流れ渦９ａ，９ｂ等に起因する２次流れ損失を低減させる研究や提案が数多く公表されている。
【００１３】
例えば、ノズル翼１の後縁端とそのノズル翼１に隣接するノズル翼１の背側Ｂとの最短距離で定義されるスロートｓと翼間の環状ピッチｔとで表わされるスロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ａ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で最大にし、翼根元部および翼先端部で小さくする形状のタービンノズルが公表されている（特開平６−２７２５０４号公報）。
【００１４】
このタービンノズルは、例えば蒸気タービンに従来から適用されている、いわゆるストレート翼（タービン軸の中心を通り、半径方向に真直ぐ延びるラジアル線に沿う翼）と称するタービンノズルやタービン動翼に較べて次に示す利点を持っている。すなわち、いわゆるストレート翼と称するタービンノズルは、図５（ａ）に示すように、翼高さの中央部分で損失が少なく、翼根元部および翼先端部で相対的に損失が大きくなっている。また、いわゆるストレート翼と称するタービン動翼も、図５（ｂ）に示すように、翼高さの中央部分で損失が少なく翼根元部および翼先端部で相対的に損失が大きくなっている。
【００１５】
これに対し、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ａ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で最大にし、翼根元部および翼先端部で小さくする形状のタービンノズルは、損失の大きい翼根元部および翼先端部で主流の流量を少なくさせ、損失の少ない翼高さ中央部分で主流の流量を多くさせているので、いわゆるストレート翼と称すタービンノズルに較べて損失が少なくなっている。
【００１６】
また、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ｂ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で最大にし、翼根元部および翼先端部で小さくする形状のタービン動翼も上述のタービンノズルと同様に、いわゆるストレート翼と称するタービン動翼に較べて損失が少なくなっている。
【００１７】
他方、別の研究成果によれば、ノズル翼１をタービン軸の中心を通るラジアル線（図１０で示すＥ）に対して湾曲させる、いわゆるコンパウンドリーンタイプと称するタービンノズルが公表されている（特開平１−１０６９０３号公報）。
【００１８】
この、いわゆるコンパウンドリーンタイプと称するタービンノズルは、図７（ａ）に示すように、翼先端部および翼根元部のそれぞれから翼高さの中央部分に向って後縁端を湾曲状に突き出させて形成し、翼先端部からダイアフラム外輪２に、また翼根元部からダイアフラム内輪３のそれぞれに押圧力を発生させる構成になっている。このため、コンパウンドリーンタイプと称するタービンノズルは、ダイアフラム外輪２およびダイアフラム内輪３のそれぞれに発生する境界層を低く抑えることができるようになっている。
【００１９】
また、タービン動翼も、上述のタービンノズルと同様に、図７（ｂ）に示すように、翼先端部および翼根元部のそれぞれから翼高さの中央部分に向って後縁端を湾曲状に突き出させて形成し、翼先端部からシュラウド７に、また翼根元部からロータディスク６のそれぞれに押圧力を発生させる形状にして、シュラウド７およびロータディスク６のそれぞれに発生する境界層を低く抑えることができるようになっている（特開平３−１８９３０３号公報）。
【００２０】
【発明が解決しようとする課題】
いわゆるコンパウンドリーンタイプと称するタービンノズルおよびタービン動翼は、翼先端部からダイアフラム外輪２に向って押圧力を与えるとともに、翼根元部からダイアフラム内輪３に向って押圧力を与え、ダイアフラム外輪２およびダイアフラム内輪３のそれぞれに発生させる境界層を少なくさせ、より多くの主流を流す形状になっている。
【００２１】
しかし、もともと翼先端とダイアフラム外輪２との接続部分および翼根元部とダイアフラム内輪３との接続部は、ともに、損失の大きい領域になっているので、より多くの主流を流しても性能をより一層向上させるには限界がある。
【００２２】
この点、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、翼高さの中央部分で大きくし、流路面積をより広く確保するタービンノズルおよびタービン動翼の方が、翼高さの中央部分の損失が少ない部分により多くの主流を流すだけに、性能をより一層向上させることができると考えられ、有利である（特開平８−１０９８０３号公報）。
【００２３】
しかし、この形状のタービンノズルおよびタービン動翼は、翼根元部および翼先端部ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが小さく、このスロート・ピッチ比ｓ／ｔから算出される幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）が小さく、さらに転向角が大きくなる。
【００２４】
一般に、軸流タービンにおけるタービンノズルおよびタービン動翼の幾何学的流出角が小さい場合や転向角が大きい場合、翼面上に境界層が発達し、翼型損失が増加することが知られている。
【００２５】
また、翼間流路内で主流の流れの向きが大きく転向する場合、翼間流路内の腹側Ｆから背側Ｂへの圧力勾配が大きくなり２次流れ８も大きくなる。
【００２６】
また、翼根元部付近や翼先端部付近で発達する翼面境界層内の低エネルギ流体も、翼間流路内の周壁面に形成される境界層内の低エネルギ流体とともに２次流れ８と一緒になって流れ、２次流れ損失をより一層増加させる要因になっている。
【００２７】
特に、翼根元部では、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが小さいと、環状ピッチｔが小さいためにスロートｓも小さくなる。スロートｓが小さくなると、後縁端の厚さｔｅは、翼構造上の制約から一定の厚が要求されているので、スロートｓに占める後縁端の厚さｔｅの比率ｔｅ／ｓが大きくなり、図１１に示すように、翼型損失が急激に増加している。
【００２８】
このように、最近の研究成果の一つとして公表されている翼高さの中央部分のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大きく採るタービンノズルおよびタービン動翼やいわゆるコンパウンドリーンタイプと称するタービンノズルおよびタービン動翼は、ともに、長所、短所があるので、長所の部分だけを取り出して組み合わせる、いわゆるハイブリット翼の実現がタービン段落効率のより一層の向上につながると考えられる。
【００２９】
本発明は、このような点に鑑みてなされたもので、タービンノズルおよびタービン動翼の翼間流路内における翼高さ方向の主流の流量分布をコントロールしつつ、翼根元部の翼型損失および２次流れ損失を低減させ、タービン段落効率をより一層向上させる軸流タービンを提供することを目的とする。
【００３０】
【課題を解決するための手段】
本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項１に記載したように、ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間に形成される環状流路の周方向にノズル翼を列状に配置するタービンノズルと、このタービンノズルの下流側に配置され、タービン軸の周方向に動翼を列状に植設するタービン動翼とでタービン段落を構成し、このタービン段落を前記タービン軸の軸方向に複数備える軸流タービンにおいて、前記ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣接するノズル翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配置する前記ノズル翼のピッチをｔとするとき、前記ノズル翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で最小値となる極小値になり、かつこの極小値から前記翼根元部まで前記スロート・ピッチ比ｓ／ｔが増加する形状に形成するものである。
【００３２】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項２に記載したように、前記ノズル翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔから求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求められる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下になる範囲内に設定しているものである。
【００３３】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項３に記載したように、前記ノズル翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が存在するように円周方向流体流出側に湾曲させているものである。
【００３４】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項４に記載したように、前記ノズル翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側および流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾斜または湾曲させているものである。
【００３５】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項５に記載したように、前記ノズル翼は、翼断面の翼弦長が翼先端部で最大、翼根元部で最小になるように形成しているものである。
【００３６】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項１ないし５のいずれか１項に記載の軸流タービンにおいて、前記動翼の後縁端とその動翼に隣接する動翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配置する前記動翼のピッチをｔとするとき、前記動翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で極小値になり、かつこの極小値から前記翼根元部までが増加する形状に形成するものである。
【００３７】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項７に記載したように、動翼の極小値から翼根元部までが増加するスロート・ピッチ比ｓ／ｔは、前記動翼の翼根元部で最大値になるように形成するものである。
【００３８】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項８に記載したように、動翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔから求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を、前記動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求められる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下になる範囲内に設定しているものである。
【００３９】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項９に記載したように、前記動翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が存在するように円周方向流体流出側に湾曲させているものである。
【００４０】
また、本発明に係る軸流タービンは、上述の目的を達成するために、請求項１０に記載したように、前記動翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側および流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾斜または湾曲させているものである。
【００４２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る軸流タービン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。
【００４３】
図１は、本発明に係る軸流タービンに適用するタービンノズルを後縁端の出口側から観察する斜視図である。
【００４４】
図１において、ダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３との間に形成する環状流路４に複数のノズル翼１を周方向に一定間隔をおいて列状に配置し、各ノズル翼１の翼先端部および翼根元部の接続部分をダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３に接続することによってタービンノズルが構成されている。
【００４５】
また、図２は、タービンノズルの下流側に配置する動翼５を示す斜視図であり、翼先端部をシュラウド７で支持させるとともに、翼植込み部（翼根元部）をロータディスク６に植設させている。
【００４６】
また、図３は、ノズル翼１および動翼５の流路部における断面を示すもので、ノズル翼１または動翼５の後縁端とそのノズル翼１あるいは動翼５に隣接する別のノズル翼１または動翼５の背側との最短距離、つまり流路の最小通路幅をスロートｓとし、タービン軸（図示せず）に沿う環状の円周長さをノズル数または動翼数で割った数を環状ピッチｔとする場合、そのスロート・ピッチ比ｓ／ｔをノズル出口または動翼出口からの流出方向と流量を決めるパラメータとしている。そして、そのパラメータを用いて、図４の（ａ）の実線ではノズル翼１のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ分布として表わし、また図４の（ｂ）の実線では、動翼５のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ分布として表わしている。
【００４７】
本実施形態に係る軸流タービンは、図４（ａ），（ｂ）の実線で示すように、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分において、点線で示す従来のものと同じく極大値になるようにしている。
【００４８】
また、本実施形態に係る軸流タービンは、翼中央部分と翼根元部との間で、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを極小値になるようにするとともに、翼根元部において点線で示す従来のものと較べてスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大きくしている。
【００４９】
また、本実施形態に係る軸流タービンは、タービンノズルの場合、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値を、翼高さに対する最小値にもする一方、タービン動翼の場合、翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔの値を、翼高さに対する最大値にしている。
【００５０】
このように、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの分布を翼高さ中央部分で極大値にするとともに、翼中央部分と翼根元部との間に極小値を持たせる一方、ここから翼根元部に向ってより大きくさせる翼形状にする手段は、例えば、翼型に捩りを加えるか、あるいは翼断面形状を変えること等により容易に実現することができる。
【００５１】
ところで、タービンノズルおよびタービン動翼の損失分布は、一般に、図５（ａ），（ｂ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で小さく、翼根元部および翼先端部で大きくなっている。このため、従来のタービンノズルおよびタービン動翼は、ともに損失の少ない翼高さ中央部分で主流をより多く流し、損失の大きい翼根元部や翼先端部で主流の流れを少なくさせている。
【００５２】
本実施形態もこのような点を考慮したもので、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、図５（ａ），（ｂ）の実線で示すように、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの分布を翼高さ中央部分で極大値にするとともに、翼中央部分と翼根元部との間に極小値を持たせる一方、翼根元部でのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大きくする構成にし、損失の少ない翼高さ中央部分で主流をより多く流し、損失の大きい翼高さ中央部分と翼根元部との間で主流を少なくさせているので、従来に較べてタービン段落効率を向上させることができる。特に、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔを極小値にし、ここから翼根元部までのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大きくし、２次流れ等の損失を少なくさせているので、タービン段落効率をより一層向上させることができる。
【００５３】
また、本実施形態は、翼根元部において、幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を大きくさせ、転向角を小さくさせているので、従来に較べて翼型損失および２次流れ損失をより一層少なくさせることができる。なお、図５中、（ａ）は、タービンノズルの損失分布を、（ｂ）はタービン動翼の損失分布をそれぞれ示している。
【００５４】
タービンノズルおよびタービン動翼の翼根元部での幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）は、解析結果から図６に示すように、極小値、具体的には（（翼根元部の幾何学的流出角αｒｏｏｔ−幾何学的流出角最小値αｍｉｎ）／（幾何学的流出角最小値αｍｉｎ））を基準に１０５％≦α≦１１５％の範囲内に設定すれば損失を少なくさせることができる。
【００５５】
また、本実施形態は、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値となり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、図７（ａ），（ｂ）に示した従来の、いわゆるコンパウンドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼に組み込んでもよい。この場合も、タービンノズルおよびタービン動翼の翼断面に捩りを加える等の手段を用いれば容易に実現することができる。
【００５６】
このタービンノズルおよびタービン動翼は、既に説明したように、翼高さ中央部分で翼断面位置がラジアル線Ｅに対し周方向に移動、すなわち腹側Ｆが隣接するノズル翼１あるいは動翼５の背側Ｂに向って翼高さ中央部分で最突出し部分が存在し、この最突出し部分が円周方向主流流出側に湾曲状に形成されている。このときの移動量（突出し量）は、翼根元部と翼先端部で各々発生する２次流れ損失の大きさから決定され、ラジアル線Ｅに対するノズル翼１および動翼５の翼面のなす角が翼根元部で１０°、翼先端部で５°が最も適正値である。この適正な移動量（突出し量）を超えると急激な流線の変化が生じ、効率的に好ましくない。
【００５７】
したがって、翼断面の移動量（突出し量）の許容範囲は翼根元部から翼高さの中央部分に向って１０°±５°、翼先端部から翼高さの中央部分に向って５°±５°としている。
【００５８】
このように、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、図７（ａ），（ｂ）に示した従来の、いわゆるコンパウンドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼に組み入れることにより、図８に示すように、ノズル翼１および動翼５を流れる主流の流線Ｇ１，Ｇ２，Ｇ３のうち、流線Ｇ１が翼根元部に向って流れるとともに、流線Ｇ３が翼先端部に向って流れるので、２次流れの発生を低く抑することができる。
【００５９】
また、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、いわゆるテーパ状タイプのタービンノズルおよびタービン動翼に組み入れることができる。
【００６０】
この、いわゆるテーパ状タイプのタービンノズルは、図９に示すように、ラジアル線Ｅを基準にして観察する場合、翼弦長Ｃを翼根元部から翼先端部に向って大きくする形状になっており、翼高さ方向に向う各翼断面の翼型損失が少なくなるように翼弦長Ｃと環状ピッチｔとの比を設定している。
【００６１】
このように、いわゆるテーパ状タイプのタービンノズルに、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でルールが極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を組み込んでも２次流れの発生を低く抑えることができる。
【００６２】
また、本実施形態は、タービンノズルおよびタービン動翼のそれぞれに、上述の翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を組み入れる場合、タービンノズルおよびタービン動翼のそれぞれの後縁端を、主流の流れに向う上流側または主流の流れに沿う下流側に傾斜もしくは湾曲させても２次流れの発生を低く抑えることができる。
【００６３】
このように、本実施形態は、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、例えば、いわゆるコンパウンドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼や、いわゆるテーパタイプのタービンノズルおよびタービン動翼等に組み込んでタービン段落を構成すれば、タービンノズルおよびタービン動翼の損失をより一層少なくさせることができ、より一層多くの仕事をさせてタービン段落の段落効率を向上させることができる。
【００６４】
【発明の効果】
以上の説明のとおり、本発明に係る軸流タービンは、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、タービンノズルおよびタービン動翼のそれぞれに組み入れてタービン段落を構成するので、翼高さ中央部分でより多くの主流を流してより多くの仕事をさせることができ、翼根元部で幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を大きくして翼型損失および２次流れ損失をより一層低く抑えることができる。
【００６５】
したがって、本実施形態によれば、タービン段落の段落効率をより一層向上させてタービン段落当りの出力を増加させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る軸流タービンに適用するタービンノズルを主流の出口側から観察する斜視図。
【図２】本発明に係る軸流タービンに適用するタービン動翼を主流の出口側から観察する斜視図。
【図３】本発明に係る軸流タービンに適用するタービンノズルおよびタービン動翼のそれぞれの流路部を説明するために用いる断面図。
【図４】スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、従来と本発明とで対比させるスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布線図で、（ａ）はタービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布線図、（ｂ）はタービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布線図。
【図５】損失を、従来と本発明とで対比させる損失分布線図で、（ａ）はタービンノズルの損失分布線図、（ｂ）はタービン動翼の損失分布線図。
【図６】本発明に係る軸流タービンに適用するタービンノズルおよびタービン動翼の翼根元部における幾何学的流出角と損失変化量との関係を示す損失変化量分布線図。
【図７】従来の軸流タービンに適用するタービン翼を主流の出口から観察する斜視図で（ａ）はタービンノズルの斜視図、（ｂ）はタービン動翼の斜視図。
【図８】本発明に係る軸流タービンに適用するタービンノズルおよびタービン動翼を流れる主流の流線を説明するために用いる概念図。
【図９】従来の軸流タービンに適用される別のタービンノズルを主流の出口側から観察する斜視図。
【図１０】従来の軸流タービンに適用されるタービンノズルを主流の流れを説明するために用いる概念図。
【図１１】従来の軸流タービンに適用されるタービンノズルの後縁端における損失を示す損失分布線図。
【符号の説明】
１  ノズル翼
２  ダイアフラム外輪
３  ダイアフラム内輪
４  環状流路
５  動翼
６  ロータディスク
７  シュラウド
８  ２次流れ
９  ２次流れ渦
【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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