(57)【要約】【課題】  二次流れを抑制するとともに、後縁損失の増加を防止することができる回転機械の翼を提供する。【解決手段】  回転軸線の周囲に環状に配置される翼であって、径方向に延び、周囲に流体が流れる翼形状部２と、翼形状部２における径方向の内側端部および外側端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール３と、翼形状部２とエンドウォール３との間を滑らかに繋ぐコーナ部４と、が設けられ、コーナ部４の表面における曲率半径の値が、翼形状部２の前縁５から後縁６に向かって減少していることを特徴とする。【選択図】  図１
2009036112.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸線の周囲に環状に配置される翼であって、
径方向に延び、周囲に流体が流れる翼形状部と、
該翼形状部における径方向の内側端部および外側端部の少なくとも一方に位置するエンドウォールと、
前記翼形状部と前記エンドウォールとの間を滑らかに繋ぐコーナ部と、が設けられ、
該コーナ部の表面における曲率半径の値が、前記翼形状部の前縁から後縁に向かって減少していることを特徴とする回転機械の翼。
【請求項２】
前記前縁における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記後縁における前記コーナ部の曲率半径の値に対して、約１．５倍から約４倍の範囲内の値であることを特徴とする請求項１記載の回転機械の翼。
【請求項３】
前記翼形状部における凹状曲面では、前記前縁から前記後縁に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、
前記翼形状部における凸状曲面では、前記前縁から、隣接する翼形状部との間隔が最も狭くなる凸側中間部に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、
前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることを特徴とする請求項１または２に記載の回転機械の翼。
【請求項４】
前記凸状曲面における前記凸側中間部の位置は、前記凸状曲面と前記隣接する翼形状部との間隔に基づいて前記前縁側または前記後縁側に移動し、
前記凸状曲面における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記前縁から最も前記前縁に接近した前記凸側中間部の位置に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、
最も前記前縁に接近した前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることを特徴とする請求項３記載の回転機械の翼。
【請求項５】
前記翼形状部における凹状曲面および凸状曲面では、前記前縁から前記後縁に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が単調に減少することを特徴とする請求項１または２に記載の回転機械の翼。
【請求項６】
前記コーナ部における曲率半径の値の変化率が連続していることを特徴とする請求項１から５のいずれかに記載の回転機械の翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、蒸気タービン、ガスタービンなどの一般的なターボ機械全般に用いて好適な回転機械の翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、回転機械などの翼列に用いられる翼の翼根部分に、翼とエンドウォールとの間を滑らかに繋ぐフィレット状のコーナ部を形成して、翼根部分に働く応力を低減する技術が知られている（例えば、特許文献１参照。）。
このコーナ部には、翼根部分に働く応力を低減する他に、２次流れを抑制する効果が知られ、コーナ部の半径を大きくするにともない、２次流れを抑制する効果が高くなることが知られている。
【特許文献１】特開２００６−２９１９４９号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかしながら、上述のコーナ部の半径を大きくすると、流れに対するブロッケージ、つまり翼による流れの遮蔽量が大きくなり、翼の下流側における流れの速度欠損が大きくなっていた。このようにエンドウォールブロッケージが大きくなることは、エンドウォール境界層が厚くなったことと同じ効果を奏することから、下流側に配置された翼の性能が低下する恐れ、言い換えると、下流側に配置された翼列における二次ロスが増大する恐れがあった。
【０００４】
さらに、翼におけるコーナ部に近い部分つまりエンドウォールに近い部分では、コーナ部を設けたことにより、二次元翼形状の後縁厚みが厚くなったのと同様な効果が予想される。つまり、コーナ部を設けた翼では、後縁損失が増加する恐れがあった。
【０００５】
本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであって、二次流れを抑制するとともに、後縁損失の増加を防止することができる回転機械の翼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】
【０００６】
上記目的を達成するために、本発明は、以下の手段を提供する。
本発明の回転機械の翼は、回転軸線の周囲に環状に配置される翼であって、径方向に延び、周囲に流体が流れる翼形状部と、該翼形状部における径方向の内側端部および外側端部の少なくとも一方に位置するエンドウォールと、前記翼形状部と前記エンドウォールとの間を滑らかに繋ぐコーナ部と、が設けられ、該コーナ部の表面における曲率半径の値が、前記翼形状部の前縁から後縁に向かって減少していることを特徴とする。
【０００７】
本発明によれば、コーナ部における曲率半径の値は、前縁から後縁に向かって減少するため、翼形状部における前縁側には、後縁側と比較して曲率半径の大きなコーナ部が設けられることになり、翼周りの二次流れの形成が抑制される。
一方、後縁側には、前縁側と比較して曲率半径の小さなコーナ部が設けられているため、後縁損失の増加が防止される。
【０００８】
上記発明においては、前記前縁における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記後縁における前記コーナ部の曲率半径の値に対して、約１．５倍から約４倍の範囲内の値であることが望ましい。
【０００９】
本発明によれば、後縁におけるコーナ部の曲率半径に対して、前縁におけるコーナ部の曲率半径の値を、約１．５倍から約４倍の範囲内の値とすることで、二次流れの形成をより確実に抑制するとともに、コーナ部の大型化が抑制されることにより翼の大型化を抑制することができる。
さらに、前縁におけるコーナ部の曲率半径の値は、後縁におけるコーナ部の曲率半径の値に対して、約２倍から約３倍の範囲内の値であることがより好ましい。このような値とすることで、二次流れの形成をさらに確実に抑制するとともに、翼の大型化を抑制することができる。
【００１０】
上記発明においては、前記翼形状部における凹状曲面では、前記前縁から前記後縁に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、前記翼形状部における凸状曲面では、前記前縁から、隣接する翼形状部との間隔が最も狭くなる凸側中間部に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることが望ましい。
【００１１】
本発明によれば、凸状曲面におけるコーナ部の曲率半径の値を、凸側中間部からから後縁までの間は略一定とすることで、凸側中間部からから後縁までの間における流体流れの乱れが抑制される。凸側中間部からから後縁までの間は、隣接する翼形状部と対向する前縁から凸側中間部までの領域とは異なり、開放された領域である。この領域におけるコーナ部の曲率半径は後縁損失に影響を与えるため、凸側中間部から後縁に至るまで、曲率半径の値を減少後の値で略一定とし、後縁損失の増大が防止される。
一方で、凸状曲面におけるコーナ部の曲率半径の値を、前縁から凸側中間部までの間は減少しているため、翼周りにおける二次流れの形成が抑制される。
【００１２】
上記発明においては、前記凸状曲面における前記凸側中間部の位置は、前記凸状曲面と前記隣接する翼形状部との間隔に基づいて前記前縁側または前記後縁側に移動し、前記凸状曲面における前記コーナ部の曲率半径の値は、前記前縁から最も前記前縁に接近した前記凸側中間部の位置に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が減少し、最も前記前縁に接近した前記凸側中間部から前記後縁まで、前記コーナ部の曲率半径の値が略一定であることが望ましい。
【００１３】
本発明によれば、凸状曲面と隣接する翼形状部との間隔を、例えば、設計許容範囲の最小間隔にした場合、凸側中間部は前縁に最も接近した位置に移動する。このような場合であっても、前縁に最も接近した凸側中間部から後縁に至るまで、コーナ部に係る曲率半径の値を、後縁のコーナ部に係る曲率半径の値で略一定とすることができ、後縁損失の増大が防止される。
【００１４】
一方、凸状曲面と隣接する翼形状部との間隔が、上述の最小間隔よりも広い間隔の場合には、凸側中間部は後縁側に移動する。ここで、コーナ部に係る曲率半径の値は、前縁に最も接近した凸側中間部から後縁に至るまで、後縁のコーナ部に係る曲率半径の値であるから、凸状曲面と隣接する翼形状部との間隔が最小間隔から広くなっても、凸側中間部から後縁に至るまで、コーナ部に係る曲率半径の値を、常に後縁のコーナ部に係る曲率半径の値で略一定にでき、後縁損失の増大が防止される。
【００１５】
上記発明においては、前記翼形状部における凹状曲面および凸状曲面では、前記前縁から前記後縁に向かって、前記コーナ部の曲率半径の値が単調に減少することが望ましい。
【００１６】
本発明によれば、例えば、本発明の翼を種々の回転機械に適用する際に、それぞれの回転機械において翼の性能を発揮させるために、翼を径方向に沿う軸線を中心に回転させて配置することにより、凸側中間部の位置が前縁側または後縁側に移動しても、前縁から角度変更後に係る凸側中間部に向かって、コーナ部の曲率半径の値は減少しつづける。そのため、本発明の翼では、凸側中間部の位置が前縁側または後縁側に移動する場合であっても、使用する翼を変更することなく、翼周りにおける二次流れの形成を抑制できる。
【００１７】
上記発明においては、前記コーナ部における曲率半径の値の変化率が連続していることが望ましい。
【００１８】
本発明によれば、コーナ部における曲率半径の値が連続的に滑らかに変化するため、曲率半径の値が不連続な場合と比較して、コーナ部近傍の流体流れが乱れにくくなる。そのため、本発明の翼では後縁損失の増大が防止される。
【発明の効果】
【００１９】
本発明の回転機械の翼によれば、翼形状部における前縁側には、後縁側と比較して曲率半径の大きなコーナ部が設けられることになり、翼周りの二次流れの形成が抑制されるという効果を奏する。一方で、後縁側には、前縁側と比較して曲率半径の小さなコーナ部が設けられているため、後縁損失の増加が防止されるという効果を奏する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
〔第１の実施形態〕
以下、本発明の第１の実施形態に係る翼ついて図１から図３を参照して説明する。
本実施形態では、本発明の翼を、蒸気タービンやガスタービンなどのターボ機械（回転機械）に用いられるタービン翼に適用して説明するが、タービン翼に限られることなく、コンプレッサ翼に適用することもでき、特に限定するものではない。
図１は、本実施形態に係るタービン翼の概略を説明する断面図である。
【００２１】
タービン翼（翼）１は、図１に示すように、ターボ機械（回転機械）の回転軸線（図示せず）を中心として環状に並んだ翼列を形成する翼であって、回転軸線を中心として回転する動翼および回転しない静翼の少なくとも一方に用いられる翼である。
タービン翼１には、径方向に沿って延びる断面形状が翼形状の翼形状部２と、翼形状部２の径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール３と、翼形状部２とエンドウォール３とを滑らかに繋ぐコーナ部４と、が設けられている。
なお、図１において、コーナ部４は、エンドウォール３からの高さを示す等高線でその形状を示されている。
【００２２】
翼形状部２は周囲に空気などの流体が流れるものであって、本実施形態では、流体流れから回転駆動力を発生させるものである。一方、本発明の翼をコンプレッサ翼として用いる場合には、回転駆動されることにより流体流れを圧縮するものである。
翼形状部２には、流体流れに対する最も上流側に位置する前縁５と、最も下流側に位置する後縁６と、前縁５および後縁６を繋ぐ凸状に湾曲した曲面である背側面（凸状曲面）７、凹状に湾曲した曲面である腹側面（凹状曲面）８と、が設けられている。
【００２３】
翼列を形成したタービン翼１の翼形状部２の間は、流体が流れる流路９（パッセージ）であり、流路９の流路断面積は上流側から下流側に向かって徐々に狭くなっている。流路９の流路断面積が最も狭くなるスロートは、翼形状部２の背側面７と、隣接する翼形状部２の後縁６との間に形成されている。ここで、隣接する翼形状部２の後縁６とともにスロートを形成する背側面７の位置をスロート位置(凸側中間部)１０と表記する。スロート位置１０は、言い換えると、背側面７のうち、隣接する翼形状部２の後縁６に最も近く、後縁６に対向する位置として特定される。
【００２４】
エンドウォール３は、翼形状部２に対して略直交する方向、言い換えると周方向に延びる壁面であって、タービン翼１の間を流れる流体流路を構成する壁面の一部を形成するものである。エンドウォール３は、翼形状部２における径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に設けられている。言い換えると、エンドウォール３は、少なくとも翼形状部２におけるハブ側端部に設けられ、場合によってはチップ側端部に設けられていてもよく、特に限定するものではない。
【００２５】
図２は、図１のコーナ部における曲率半径の変化を説明するグラフである。
コーナ部４は、翼形状部２とエンドウォール３との間に設けられ、翼形状部２とエンドウォール３とを滑らかに繋ぐ表面を有する肉盛部である。
コーナ部４の表面は、径方向に沿って延びる面で切断した断面視において、所定の曲率半径で凹状に湾曲した曲面に形成されている。コーナ部４に係る曲率半径の値は、図１および図２に示すように、前縁５におけるコーナ部４に係る曲率半径の値Ｒ１が最も大きく、後縁６におけるコーナ部４に係る曲率半径の値Ｒ２が最も小さくなっている。
曲率半径の値Ｒ１は、曲率半径の値Ｒ２に対して約１．５倍から約４倍の範囲内の値であることが好ましく、さらには、約２倍から約３倍の範囲内の値であることがより好ましい。
【００２６】
翼形状部２の腹側面８におけるコーナ部４に係る曲率半径の値は、図２に示すように、前縁５から後縁６に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで単調に減少している。
一方、背側面７におけるコーナ部４に係る曲率半径の値は、前縁５からスロート位置１０に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで単調に減少し、その後、スロート位置１０から後縁６まで値Ｒ２で略一定となっている。
【００２７】
次に、上記の構成からなるタービン翼１における作用について説明する。
本実施形態に係るタービン翼１からなる翼列に前縁５側から流入した流体流れは、翼列間の流路９に流入し、翼形状部２の周囲を後縁６側に向かって流れる。
【００２８】
流路９の前半部、つまり前縁５付近では、コーナ部４の曲率半径が大きい（Ｒ１）ため、流れの巻き上がりである２次流れの発生が抑制される。
その後、流路９における前縁５とスロート位置１０との間（背側面７から見た場合）、あるいは、前縁５と後縁６との間（腹側面８から見た場合）である中間領域では、コーナ部４に係る曲率半径の値が単調に減少するため、翼形状部２に沿う流体の流れが乱されにくい。
【００２９】
背側面７におけるスロート位置１０から後縁６までの領域（ｕｎｃｏｖｅｒｅｄ領域）、言い換えると、隣接する翼形状部２との間で流路９を形成しない開放された空間と対向した領域では、コーナ部４の曲率半径の値が変化しないため、この領域に沿う流体の流れは乱されにくい。さらに、この領域におけるコーナ部４に係る曲率半径の値は、後縁６のコーナ部４に係る曲率半径の値Ｒ２と略同一であるため、翼形状部２の下流側に形成される流速欠損の拡大が防止される。
【００３０】
次に、本実施形態に係るタービン翼１におけるエネルギ損失の低減効果について説明する。
図３は、図１のタービン翼におけるエネルギ損失を説明するグラフである。図３において、横軸は翼高さを表し、縦軸はエネルギ損失を表している。
横軸の翼高さは、タービン翼１の径方向の長さを基準として、両端部を０％および１００％として表されている。縦軸のエネルギ損失は、翼高さが５０％におけるエネルギ損失を基準として無次元化して表されている。
【００３１】
本実施形態のタービン翼１におけるエネルギ損失は、図３における実線のグラフで表されている。一方で、コーナ部４を設けていないタービン翼におけるエネルギ損失は、図３における点線のグラフで表されている。さらに、コーナ部４に係る曲率半径の値が、翼形状部の全周にわたって一定なタービン翼におけるエネルギ損失は、図３における１点鎖線のグラフで表されている。
【００３２】
ここで説明しているエネルギ損失は、以下の式により求められている。
（エネルギ損失）＝（入口全圧−出口全圧）／（出口全圧−出口静圧）
入口全圧は、タービン翼１の上流における流体流れの全圧であり、出口全圧は、タービン翼１の下流における流体流れの全圧である、出口静圧は、タービン翼１の下流における流体流れの静圧である。
【００３３】
図３から分かるように、コーナ部４がないタービン翼では、翼高さが１０％および９０％のところで、２次流れによる２次ロスＳＬが発生している。また、コーナ部４に係る曲率半径の値が一定なタービン翼では、２次ロスが低減しているが、エンドウォール３の近傍、つまり翼高さが０％および１００％の近傍におけるエネルギ損失が増加している。
一方で、本実施形態のタービン翼では、２次ロスＳＬの発生が抑制されているとともに、エンドウォール３の近傍におけるエネルギ損失も抑制されていることが示されている。
【００３４】
上記の構成によれば、コーナ部４における曲率半径の値は、前縁５から後縁６に向かって減少するため、翼形状部２における前縁５側には、後縁６側と比較して曲率半径の大きなコーナ部４が設けられることになり、タービン翼１周りの二次流れの形成が抑制される。
一方、後縁６側には、前縁５側と比較して曲率半径の小さなコーナ部４が設けられているため、後縁損失の増加が防止される。
【００３５】
後縁６におけるコーナ部４の曲率半径の値Ｒ２に対して、前縁５におけるコーナ部４の曲率半径の値Ｒ１を、約１．５倍から約４倍の範囲内の値とすることで、二次流れの形成をより確実に抑制するとともに、コーナ部４の大型化が抑制されることによりタービン翼１の大型化を抑制することができる。
さらに、前縁５におけるコーナ部４の曲率半径の値Ｒ１は、後縁６におけるコーナ部４の曲率半径の値Ｒ２に対して、約２倍から約３倍の範囲内の値であることがより好ましい。このような値とすることで、二次流れの形成をさらに確実に抑制するとともに、タービン翼１の大型化を抑制することができる。
【００３６】
背側面７におけるコーナ部４の曲率半径の値を、スロート位置１０からから後縁６までの間は略一定の値Ｒ２とすることで、スロート位置１０からから後縁６までの間における流体流れの乱れが抑制される。スロート位置１０からから後縁６までの間は、隣接する翼形状部２と対向する前縁５からスロート位置１０までの領域とは異なり、開放された領域であり、この領域におけるコーナ部４の曲率半径は後縁損失に影響を与えるため、スロート位置１０から後縁６に至るまで、曲率半径の値を減少後の値Ｒ２で略一定とし、後縁損失の増大が防止される。
一方で、背側面７におけるコーナ部４の曲率半径の値を、前縁５からスロート位置１０までの間は減少しているため、タービン翼１周りにおける二次流れの形成が抑制される。
【００３７】
〔第２の実施形態〕
次に、本発明の第２の実施形態について図４および図５を参照して説明する。
本実施形態のタービン翼の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、コーナ部に係る曲率半径が異なっている。よって、本実施形態においては、図４および図５を用いてコーナ部に係る曲率半径のみを説明し、その他の構成要素等の説明を省略する。
図４は、本実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。図５は、図４のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００３８】
本実施形態に係るタービン翼（翼）１０１の翼形状部２の背側面７におけるコーナ部１０４に係る曲率半径の値は、図４および図５に示すように、前縁５から後縁６に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで単調に減少している。
一方、腹側面８におけるコーナ部１０４に係る曲率半径の値は、第１の実施形態と同様に、前縁５から後縁６に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで単調に減少している。
【００３９】
次に、上記の構成からなるタービン翼１０１における作用について説明する。
図４に示すように、本実施形態に係るタービン翼１０１からなる翼列に前縁５側から流入した流体流れは、第１の実施形態と同様に、翼列間の流路９に流入し、翼形状部２の周囲を後縁６側に向かって流れる。
【００４０】
流路９の前半部、つまり前縁５付近では、コーナ部１０４の曲率半径が大きいため、流れの巻き上がりである２次流れの発生が抑制される。
その後、流路９における前縁５とスロート位置１０との間（背側面７から見た場合）、あるいは、前縁５と後縁６との間（腹側面８から見た場合）である中間領域では、コーナ部１０４に係る曲率半径の値が単調に減少するため、翼形状部２に沿う流体の流れが乱されにくい。
【００４１】
背側面７におけるスロート位置１０から後縁６までの領域では、コーナ部１０４の曲率半径の値がＲ２まで単調に減少するため、この領域に沿う流体の流れは乱されにくい。さらに、後縁６のコーナ部１０４に係る曲率半径の値は、第１の実施形態と同様に、Ｒ２であるため、翼形状部２の下流側に形成される流速欠損の拡大が防止される。
【００４２】
上記の構成によれば、例えば、本実施形態のタービン翼１０１を蒸気タービンなどの種々の回転機械に適用する際に、それぞれの回転機械においてタービン翼１０１の性能を発揮させるために、タービン翼１０１を径方向に沿う軸線を中心に回転させて配置しても、言い換えると、スロート位置１０の位置が前縁５側または後縁６側に移動して、スロートにおける流路面積が変更されても、前縁５から角度変更後に係るスロート位置１０に向かって、コーナ部１０４の曲率半径の値は減少しつづける。そのため、本実施形態に係るタービン翼１０１では、スロート位置１０の位置が前縁５側または後縁６側に移動する場合であっても、使用するタービン翼１０１を変更することなく、タービン翼１０１周りにおける二次流れの形成を抑制できる。
【００４３】
〔第３の実施形態〕
次に、本発明の第３の実施形態について図６および図７を参照して説明する。
本実施形態のタービン翼の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、コーナ部に係る曲率半径が異なっている。よって、本実施形態においては、図６および図７を用いてコーナ部に係る曲率半径のみを説明し、その他の構成要素等の説明を省略する。
図６は、本実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。図７は、図６のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００４４】
タービン翼（翼）２０１には、図６に示すように、径方向に沿って延びる断面形状が翼形状の翼形状部２と、翼形状部２の径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール３と、翼形状部２とエンドウォール３とを滑らかに繋ぐコーナ部２０４と、が設けられている。
【００４５】
ここで、本実施形態のタービン翼２０１を蒸気タービンなどの種々の回転機械に適用する際に、それぞれの回転機械においてタービン翼２０１の性能を発揮させるために、タービン翼２０１を径方向に沿う軸線を中心に回転させて配置されるため、流路９の流路断面積が最も狭くなるスロートの位置は、前縁５側または後縁６側に移動する。つまり、スロート位置１０は、前縁５側または後縁６側に移動する。
【００４６】
上述のタービン翼２０１の回転角度は、所定の範囲内に限定されるため、スロート位置１０の移動範囲も所定の範囲内に限定される。具体的には、スロートにおける流路９の流路面積が小さくなる方向にタービン翼２０１が回転して配置された場合には、スロート位置１０は前縁５側に移動する。ここで、スロート位置１０が最も前縁５に接近した位置をスロート位置１０Ｆと定義する。
【００４７】
翼形状部２の背側面７におけるコーナ部２０４に係る曲率半径の値は、図７に示すように、前縁５からスロート位置１０Ｆに向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで単調に減少し、その後、スロート位置１０Ｆからスロート位置１０を経由して後縁６まで値Ｒ２で略一定となっている。
一方、腹側面８におけるコーナ部２０４に係る曲率半径の値は、前縁５から後縁６に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで単調に減少している。
【００４８】
次に、上記の構成からなるタービン翼２０１における作用について説明する。
本実施形態に係るタービン翼２０１からなる翼列に前縁５側から流入した流体流れは、翼列間の流路９に流入し、翼形状部２の周囲を後縁６側に向かって流れる。
流路９の前半部、つまり前縁５付近では、コーナ部２０４の曲率半径が大きい（Ｒ１）ため、流れの巻き上がりである２次流れの発生が抑制される。
【００４９】
流路９におけるスロートがスロート位置１０に形成されている場合、流路９における前縁５とスロート位置１０との間（背側面７から見た場合）において、コーナ部２０４に係る曲率半径の値は、前縁５からスロート位置１０Ｆまで単調に減少し、スロート位置１０Ｆからスロート位置１０までは略一定の値Ｒ２となる。さらに、スロート位置１０から後縁６の間におけるコーナ部２０４に係る曲率半径の値は、Ｒ２で略同一である。
【００５０】
一方、流路９におけるスロートがスロート位置１０Ｆに形成されている場合、流路９における前縁５とスロート位置１０Ｆとの間（背側面７から見た場合）において、コーナ部２０４に係る曲率半径の値は、前縁５からスロート位置１０Ｆまで単調に減少する。さらに、スロート位置１０Ｆからスロート位置１０を経由して後縁６までの間におけるコーナ部２０４に係る曲率半径の値は、Ｒ２で略同一である。
【００５１】
上記の構成によれば、背側面７と、隣接する翼形状部２との間隔を、例えば、設計許容範囲の最小間隔にした場合、スロート位置１０は前縁５に最も接近した位置であるスロート位置１０Ｆに移動する。このような場合であっても、前縁５に最も接近したスロート位置１０Ｆから後縁６に至るまで、コーナ部２０４に係る曲率半径の値を、後縁のコーナ部２０４に係る曲率半径の値Ｒ２で略一定とすることができ、後縁損失の増大が防止される。
【００５２】
一方、背側面７と、隣接する翼形状部２との間隔が、上述の最小間隔よりも広い間隔の場合には、スロート位置１０は後縁６側に移動する。ここで、コーナ部２０４に係る曲率半径の値は、前縁５に最も接近したスロート位置１０Ｆから後縁６に至るまで、後縁６のコーナ部２０４に係る曲率半径の値Ｒ２であるから、背側面７と隣接する翼形状部２との間隔が最小間隔から広くなっても、スロート位置１０から後縁６に至るまで、コーナ部２０４に係る曲率半径の値を、常に後縁６のコーナ部２０４に係る曲率半径の値Ｒ２で略一定にでき、後縁損失の増大が防止される。
【００５３】
〔第４の実施形態〕
次に、本発明の第４の実施形態について図８および図９を参照して説明する。
本実施形態のタービン翼の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、コーナ部に係る曲率半径が異なっている。よって、本実施形態においては、図８および図９を用いてコーナ部に係る曲率半径のみを説明し、その他の構成要素等の説明を省略する。
図８は、本実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。図９は、図８のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００５４】
タービン翼（翼）３０１には、図８に示すように、径方向に沿って延びる断面形状が翼形状の翼形状部２と、翼形状部２の径方向内側の端部および外側の端部の少なくとも一方に位置するエンドウォール３と、翼形状部２とエンドウォール３とを滑らかに繋ぐコーナ部３０４と、が設けられている。
【００５５】
翼形状部２の背側面７におけるコーナ部３０４に係る曲率半径の値は、図９に示すように、前縁５からスロート位置１０に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで連続して、言い換えると、曲率半径の値の変化率が連続した状態で減少している。具体的には、前縁５およびスロート位置１０の近傍領域では曲率半径の値の変化率が小さく、前縁５とスロート位置１０との中間では曲率半径の値が大きくなっている。
その後、スロート位置１０から後縁６までの曲率半径の値はＲ２で略一定となっている。
【００５６】
一方、腹側面８におけるコーナ部３０４に係る曲率半径の値も同様に、前縁５から後縁６に向かって、前縁５における曲率半径の値Ｒ１から後縁における曲率半径の値Ｒ２まで連続して減少している。具体的には、前縁５および後縁６の近傍領域では曲率半径の値の変化率が小さく、前縁５と後縁６との中間では曲率半径の値が大きくなっている。
【００５７】
次に、上記の構成からなるタービン翼３０１における作用について説明する。
本実施形態に係るタービン翼３０１からなる翼列に前縁５側から流入した流体流れは、翼列間の流路９に流入し、翼形状部２の周囲を後縁６側に向かって流れる。
【００５８】
前縁５の近傍におけるコーナ部３０４の曲率半径の値は、前縁５から離れるにともなって値Ｒ１から滑らかに小さくなるため、上述の第１の実施形態などと比較して、流体の流れは乱されにくい。
同様に、スロート部１０の近傍におけるコーナ部３０４の曲率半径の値は、前縁５側からコーナ部３０４に近づくにともなって、滑らかに値Ｒ２まで小さくなるため、上述の第１の実施形態などと比較して、流体の流れは乱されにくい。
【００５９】
上記の構成によれば、コーナ部３０４における曲率半径の値が連続的に滑らかに変化するため、曲率半径の値が不連続な場合と比較して、コーナ部３０４近傍の流体流れ、特に前縁５やスロート位置１０における流体流れが乱れにくくなる。そのため、本実施形態のタービン翼３０１では後縁損失の増大を防止することができる。
【００６０】
なお、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、上記の実施の形態においては、この発明を蒸気タービンに適用して説明したが、この発明は蒸気タービンに限られることなく、ガスタービンなどの一般的なターボ機械全般に適用できるものである。
【図面の簡単な説明】
【００６１】
【図１】本発明の第１の実施形態に係るタービン翼の概略を説明する断面図である。
【図２】図１のコーナ部における曲率半径の変化を説明するグラフである。
【図３】図１のタービン翼におけるエネルギ損失を説明するグラフである。
【図４】本発明の第２の実施形態に係るタービン翼の構成を説明するグラフである。
【図５】図４のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
【図６】本発明の第３の実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。
【図７】図４のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
【図８】本発明の第４の実施形態に係るタービン翼の構成を説明する断面図である。
【図９】図４のコーナ部における曲率半径の値の変化を説明するグラフである。
【符号の説明】
【００６２】
１，１０１，２０１，３０１  タービン翼（翼）
２  翼形状部
３  エンドウォール
４，１０４，２０４，３０４  コーナ部
５  前縁
６  後縁
７  背側面（凸状曲面）
８  腹側面（凹状曲面）
１０  スロート位置(凸側中間部)
【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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