JPS6229604B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6229604B2 JPS6229604B2 JP54029920A JP2992079A JPS6229604B2 JP S6229604 B2 JPS6229604 B2 JP S6229604B2 JP 54029920 A JP54029920 A JP 54029920A JP 2992079 A JP2992079 A JP 2992079A JP S6229604 B2 JPS6229604 B2 JP S6229604B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- flow
- velocity
- back surface
- airfoil
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は高性能の増速翼に係わり、特にタービ
ン翼に関するものである。
ン翼に関するものである。
タービン等の翼は、回転機械を構成する主要部
分のうち、タービン効率に関する重要部であり、
その優劣は発電プラントの性能に大きな影響を与
えることから古くから種々の研究によつて性能向
上の検討が加えられている。
分のうち、タービン効率に関する重要部であり、
その優劣は発電プラントの性能に大きな影響を与
えることから古くから種々の研究によつて性能向
上の検討が加えられている。
第１図はタービン翼列を通過する流れの状況を
示したものであり、翼列上流側の検査面(i)におけ
る均一は流れは、流速V1で多数の翼１０から構
成される翼列内部を通つて翼列下流側での検査面
(ii)に流出して流速V2となるが、ところがこの検
査面(ii)では翼１０の翼面上に発達する境界層厚さ
δと翼出口端の厚さｔeとによつて、速度欠損が
生じて、各翼１０の下流には速度の小さい後流が
生じている。この後流は、さらに下流の検査面(iii)
では平均化される傾向を示し流速V3となるが、
この翼列の性能を決定づけるのは、翼形１０の翼
面に発達する境界層厚さδ、翼出口端の厚さｔ
e、および後流速度欠損V0の状態である。すなわ
ち、翼面での流体の摩擦による損失と後流の速度
欠損が均一化するための流体間の運動量交換によ
る損失とによつて翼形性能が評価されるのであ
る。
示したものであり、翼列上流側の検査面(i)におけ
る均一は流れは、流速V1で多数の翼１０から構
成される翼列内部を通つて翼列下流側での検査面
(ii)に流出して流速V2となるが、ところがこの検
査面(ii)では翼１０の翼面上に発達する境界層厚さ
δと翼出口端の厚さｔeとによつて、速度欠損が
生じて、各翼１０の下流には速度の小さい後流が
生じている。この後流は、さらに下流の検査面(iii)
では平均化される傾向を示し流速V3となるが、
この翼列の性能を決定づけるのは、翼形１０の翼
面に発達する境界層厚さδ、翼出口端の厚さｔ
e、および後流速度欠損V0の状態である。すなわ
ち、翼面での流体の摩擦による損失と後流の速度
欠損が均一化するための流体間の運動量交換によ
る損失とによつて翼形性能が評価されるのであ
る。
従来、翼性能の向上の努力は、第２図に示すよ
うな翼の後縁部分における境界層厚さδs，δpを
薄くすること（摩擦損失を少なくする）、および
強度的な限界から許容出来る範囲で翼後縁の厚さ
ｔeを薄くすることによつて、後流速度欠損V0を
軽減して損失を低減することにあつた。しかし、
このような従来技術には次のような欠点がある。
すなわち、第２図に示した翼１０における腹面１
〓〓〓〓
０ａの速度V1∞と背面１０ｂの速度V2∞とで
は、必ず速度差があり、この速度差が翼の後流速
度欠損の状態に影響することを看過して考慮に入
れていなかつたことである。尚、第２図でＳはの
ど部を表わす。第３図、第４図によつて更に説明
を加えると、第３図は翼の腹面１０ａと背面１０
ｂとにV2∞−V1∞の流速差がある場合の後流速
度欠損V0の模型図であるが、第１図の検査面(ii)
に相当する位置で、後流の特性として後流速度欠
損幅b1，b2をとり、（b1＋b2）／２とV2∞／V1∞と
の関係を調べてみると第４図のようになり、腹面
１０ａと背面１０ｂとの流出速度差V2∞−V1∞
が大きい程、即ち実線で示した非対称形後流
V2∞／V1∞＞１に近い程、後流速度欠損V0の幅
b1，b2が大きくなり、翼性能を劣化させることが
明らかである。
うな翼の後縁部分における境界層厚さδs，δpを
薄くすること（摩擦損失を少なくする）、および
強度的な限界から許容出来る範囲で翼後縁の厚さ
ｔeを薄くすることによつて、後流速度欠損V0を
軽減して損失を低減することにあつた。しかし、
このような従来技術には次のような欠点がある。
すなわち、第２図に示した翼１０における腹面１
〓〓〓〓
０ａの速度V1∞と背面１０ｂの速度V2∞とで
は、必ず速度差があり、この速度差が翼の後流速
度欠損の状態に影響することを看過して考慮に入
れていなかつたことである。尚、第２図でＳはの
ど部を表わす。第３図、第４図によつて更に説明
を加えると、第３図は翼の腹面１０ａと背面１０
ｂとにV2∞−V1∞の流速差がある場合の後流速
度欠損V0の模型図であるが、第１図の検査面(ii)
に相当する位置で、後流の特性として後流速度欠
損幅b1，b2をとり、（b1＋b2）／２とV2∞／V1∞と
の関係を調べてみると第４図のようになり、腹面
１０ａと背面１０ｂとの流出速度差V2∞−V1∞
が大きい程、即ち実線で示した非対称形後流
V2∞／V1∞＞１に近い程、後流速度欠損V0の幅
b1，b2が大きくなり、翼性能を劣化させることが
明らかである。
本発明の目的は、翼の背面及び腹面の流速差を
少なくして翼の後流欠損を低減した高性能の翼を
提供することにある。
少なくして翼の後流欠損を低減した高性能の翼を
提供することにある。
本発明の特徴とするところは、翼の形状とし
て、入口角と出口角に沿つた両延長線が交わる交
点の位置を、この交点を通り翼列軸と平行な線分
の翼出口端からの距離が翼幅の1/2以上となる範
囲に設定し、更にこの線分が翼の背面と交わる位
置における最狭流路幅が翼出口端の最狭流路幅と
の比で約１〜1.1となるように形成し、これによ
つて翼の流路形状が流れの転向点より下流側であ
まり変化しないようにして翼の背面と腹面の流速
差を少なくし、翼後流速度欠損の小さい高性能な
翼を実現するようにしたことにある。
て、入口角と出口角に沿つた両延長線が交わる交
点の位置を、この交点を通り翼列軸と平行な線分
の翼出口端からの距離が翼幅の1/2以上となる範
囲に設定し、更にこの線分が翼の背面と交わる位
置における最狭流路幅が翼出口端の最狭流路幅と
の比で約１〜1.1となるように形成し、これによ
つて翼の流路形状が流れの転向点より下流側であ
まり変化しないようにして翼の背面と腹面の流速
差を少なくし、翼後流速度欠損の小さい高性能な
翼を実現するようにしたことにある。
次に本発明の一実施例であるタービン翼を図面
を参照にして説明する。第５図において、本発明
に係わる翼形を実線で、比較の為に従来技術に係
わる翼形を破線で示している。これらの翼形の特
徴は次の通りである。即ち、翼１０の入口角α１
と出口角α２との両延長線の交点Ｐの位置を通
り、且つ翼列軸（翼１０が並んでいる方向）との
平行線Ｈを描く。この線Ｈの位置は、翼１０の背
面１０ｂと腹面１０ａとの間で形成される翼間流
路内における流体流れの転向位置に相当するもの
である。次にこの線Ｈと翼背面１０ｂとの交点
Ｊ、交点Ｋ（従来翼）における翼間流路の最狭流
路幅をそれぞれS1N，S1（従来翼）とし、翼出口
端における最狭流路幅を同じくS2N，S2（従来
翼）とすると、流れの転向後（線分Ｈより下流側
の翼間流路）の流路幅に関して、従来翼では流路
幅がS1から下流に向つて大幅に縮小してS1／S2＞
1.3〜1.5となつている。これに対して本発明の翼
では、線Ｈの位置が、翼入口端から翼出口端まで
の寸法を表わす翼幅Ｌaxにおいて翼出口端からｌ
axの位置に存在し、ｌax／Ｌax＞0.5の条件を満足
させると共に、1.1＞S1N／S2N≧１の条件を満す
翼間流路形状となるような翼形である。つまり、
このような翼形では、流れの転向点Ｊを翼幅Ｌax
の中央より蒸気入口側に位置させたことにより、
転向点Ｊの上流側の流路で流体の加速（圧力降
下）が行われるため、転向点下流側流路幅の変化
を1.1＞S1N／S2N≧１の如く少なくして、流れの
転向後の圧力降下を小さくしたものである。この
結果、転向点Ｊでの最狭流路幅S1Nから翼出口端
の最狭流路幅S2Nまでの流路においては、翼背面
１０ｂと翼腹面１０ａとの流速差（圧力差）を均
一化するための助走区間としての作用をすること
になる。なお、この助走区間の作用を十分なもの
とするために、転向点Ｊの位置ｌaxを、0.5＜ｌa
ｘ／Ｌax＜0.8の範囲に設定することによつて十
分な流路長を確保している。つまり、流れの転向
点以前の加速（圧力降下）を十分に行うために
は、流路入口からの流路長をある程度必要とする
ことから、ｌax／Ｌaxは約0.8以下とする必要があ
るものである。更に、翼背面１０ｂのＪ点から下
流側、即ち、のど部下流側の翼背面形状を、ほぼ
直線状に形成することによつて、凸面上を流れる
流体の一般的性能である加速作用を低減し、助走
区間における背面と腹面との流速差（圧力差）の
均一化の効果と共に、翼出口端の流速差を軽減さ
せている。
を参照にして説明する。第５図において、本発明
に係わる翼形を実線で、比較の為に従来技術に係
わる翼形を破線で示している。これらの翼形の特
徴は次の通りである。即ち、翼１０の入口角α１
と出口角α２との両延長線の交点Ｐの位置を通
り、且つ翼列軸（翼１０が並んでいる方向）との
平行線Ｈを描く。この線Ｈの位置は、翼１０の背
面１０ｂと腹面１０ａとの間で形成される翼間流
路内における流体流れの転向位置に相当するもの
である。次にこの線Ｈと翼背面１０ｂとの交点
Ｊ、交点Ｋ（従来翼）における翼間流路の最狭流
路幅をそれぞれS1N，S1（従来翼）とし、翼出口
端における最狭流路幅を同じくS2N，S2（従来
翼）とすると、流れの転向後（線分Ｈより下流側
の翼間流路）の流路幅に関して、従来翼では流路
幅がS1から下流に向つて大幅に縮小してS1／S2＞
1.3〜1.5となつている。これに対して本発明の翼
では、線Ｈの位置が、翼入口端から翼出口端まで
の寸法を表わす翼幅Ｌaxにおいて翼出口端からｌ
axの位置に存在し、ｌax／Ｌax＞0.5の条件を満足
させると共に、1.1＞S1N／S2N≧１の条件を満す
翼間流路形状となるような翼形である。つまり、
このような翼形では、流れの転向点Ｊを翼幅Ｌax
の中央より蒸気入口側に位置させたことにより、
転向点Ｊの上流側の流路で流体の加速（圧力降
下）が行われるため、転向点下流側流路幅の変化
を1.1＞S1N／S2N≧１の如く少なくして、流れの
転向後の圧力降下を小さくしたものである。この
結果、転向点Ｊでの最狭流路幅S1Nから翼出口端
の最狭流路幅S2Nまでの流路においては、翼背面
１０ｂと翼腹面１０ａとの流速差（圧力差）を均
一化するための助走区間としての作用をすること
になる。なお、この助走区間の作用を十分なもの
とするために、転向点Ｊの位置ｌaxを、0.5＜ｌa
ｘ／Ｌax＜0.8の範囲に設定することによつて十
分な流路長を確保している。つまり、流れの転向
点以前の加速（圧力降下）を十分に行うために
は、流路入口からの流路長をある程度必要とする
ことから、ｌax／Ｌaxは約0.8以下とする必要があ
るものである。更に、翼背面１０ｂのＪ点から下
流側、即ち、のど部下流側の翼背面形状を、ほぼ
直線状に形成することによつて、凸面上を流れる
流体の一般的性能である加速作用を低減し、助走
区間における背面と腹面との流速差（圧力差）の
均一化の効果と共に、翼出口端の流速差を軽減さ
せている。
このような翼間流路内の状況を翼面圧力分布で
表現すると第６図のようになり、図に実線で示し
た本発明のものから明らかのように流れの転向点
となる翼背面位置Ｊから、のど部の背面位置J″ま
で圧力差はほとんど無く、この間の流路は助走区
間の作用が主となつていることが解る。これに対
して破線で表示した従来翼の場合は、翼背面の流
れの転向点の位置Ｋから、のど部の位置K″まで
圧力差は非常に大きく、この間の流路では流れの
加速が行なわれていて速度の均一化を妨げること
になる。また第６図において、ｌx／Ｌ＝0.9の位
〓〓〓〓
置における翼入口圧力と、のど部圧力との差を本
発明の翼の場合をΔＰN、従来翼の場合をΔＰと
し、ｌx／Ｌ＝９の位置における翼腹面と、のど
部における翼背面との圧力との差を本発明の翼で
はΔＰSN、従来翼ではΔＰsとすると、本発明の
翼では両者の比ΔＰSN／ΔＰNが0.2以下となり、
従来翼の場合のΔＰs／ΔＰが0.4以上となるもの
と比較して小さくすることが可能となる。つま
り、翼形をその流路形状が転向点後流側ではあま
り変化しないように１S1N／S2N＜1.1の如く形
成することによつて、前記流路の転向点後流での
翼背側、腹側の流速差を低減し、翼後流速度欠損
の小さい高性能な翼を実現するものである。以上
のような翼形状にすれば第６図に示す翼面圧力分
布を実現出来ることになり、第１図における検査
面(ii)に相当する位置での翼後流速度欠損状況の実
測値は、先に述べたΔＰSN／ΔＰN＜0.2の関係か
ら翼背面と腹面との流速差V2∞−V1∞が少なく
なるため、第７図に示す如く翼後流速度欠損が低
減していることを表わしている。すなわち、第７
図において、実線で示した本発明の翼の場合で
は、破線で示した従来翼に比較して後流路中心部
の速度低下は若干大きくなつているが、後流速度
欠損幅（b12）Nは約20％程度減少することにな
り、後流速度欠損全体として大幅に低減される。
表現すると第６図のようになり、図に実線で示し
た本発明のものから明らかのように流れの転向点
となる翼背面位置Ｊから、のど部の背面位置J″ま
で圧力差はほとんど無く、この間の流路は助走区
間の作用が主となつていることが解る。これに対
して破線で表示した従来翼の場合は、翼背面の流
れの転向点の位置Ｋから、のど部の位置K″まで
圧力差は非常に大きく、この間の流路では流れの
加速が行なわれていて速度の均一化を妨げること
になる。また第６図において、ｌx／Ｌ＝0.9の位
〓〓〓〓
置における翼入口圧力と、のど部圧力との差を本
発明の翼の場合をΔＰN、従来翼の場合をΔＰと
し、ｌx／Ｌ＝９の位置における翼腹面と、のど
部における翼背面との圧力との差を本発明の翼で
はΔＰSN、従来翼ではΔＰsとすると、本発明の
翼では両者の比ΔＰSN／ΔＰNが0.2以下となり、
従来翼の場合のΔＰs／ΔＰが0.4以上となるもの
と比較して小さくすることが可能となる。つま
り、翼形をその流路形状が転向点後流側ではあま
り変化しないように１S1N／S2N＜1.1の如く形
成することによつて、前記流路の転向点後流での
翼背側、腹側の流速差を低減し、翼後流速度欠損
の小さい高性能な翼を実現するものである。以上
のような翼形状にすれば第６図に示す翼面圧力分
布を実現出来ることになり、第１図における検査
面(ii)に相当する位置での翼後流速度欠損状況の実
測値は、先に述べたΔＰSN／ΔＰN＜0.2の関係か
ら翼背面と腹面との流速差V2∞−V1∞が少なく
なるため、第７図に示す如く翼後流速度欠損が低
減していることを表わしている。すなわち、第７
図において、実線で示した本発明の翼の場合で
は、破線で示した従来翼に比較して後流路中心部
の速度低下は若干大きくなつているが、後流速度
欠損幅（b12）Nは約20％程度減少することにな
り、後流速度欠損全体として大幅に低減される。
また、このような翼後流速度欠損の状況にある
場合の翼間流路の出口端における速度分布を実測
例で表わすと第８図のようになる。つまり第８図
で翼背面１０ｂと腹面１０ａとの速度差（ΔＶ）
N，ΔＶを平均流速Ｖnとの比で比較すると、破線
で示す従来翼ではΔＶが0.3程度であるのに対し
て、実線で示した本発明の場合では（ΔＶ）Nが
0.15程度と半減できることから、翼出口端におい
て背側と腹側の流速が均一化できることになる。
場合の翼間流路の出口端における速度分布を実測
例で表わすと第８図のようになる。つまり第８図
で翼背面１０ｂと腹面１０ａとの速度差（ΔＶ）
N，ΔＶを平均流速Ｖnとの比で比較すると、破線
で示す従来翼ではΔＶが0.3程度であるのに対し
て、実線で示した本発明の場合では（ΔＶ）Nが
0.15程度と半減できることから、翼出口端におい
て背側と腹側の流速が均一化できることになる。
この結果、本発明の翼形にすることによつて、
翼面圧力分布を第６図の如く変化させ、これによ
り翼形としての損失係数の実測例として第９図に
示すように破線表示の従来翼に比較して翼形損失
係数で0.01以上の大幅低減が可能となる。翼形損
失係数0.01の低減割合は、第９図の従来翼の翼形
損失係数値約0.04との比較から、それによる混合
損失が約30％程度低減出来ることを表わすもので
ある。また翼性能の観点からみると、第９図に実
線で示した本発明の翼による翼形損失係数と従来
翼のそれとの比較から、約40％の性能向上となる
高性能翼形が得られることになる。
翼面圧力分布を第６図の如く変化させ、これによ
り翼形としての損失係数の実測例として第９図に
示すように破線表示の従来翼に比較して翼形損失
係数で0.01以上の大幅低減が可能となる。翼形損
失係数0.01の低減割合は、第９図の従来翼の翼形
損失係数値約0.04との比較から、それによる混合
損失が約30％程度低減出来ることを表わすもので
ある。また翼性能の観点からみると、第９図に実
線で示した本発明の翼による翼形損失係数と従来
翼のそれとの比較から、約40％の性能向上となる
高性能翼形が得られることになる。
本発明の効果としては、翼の背面及び腹面の流
速差を少なくして翼後流欠損を低減した高性能な
翼を実現出来ることがあげられる。
速差を少なくして翼後流欠損を低減した高性能な
翼を実現出来ることがあげられる。
第１図はタービン翼列の流れ状況説明図、第２
図はタービン翼の翼間流れと境界層との関係を示
す説明図、第３図は翼後流の速度欠損状況を示す
説明図、第４図は翼の背面と腹面との流速差と平
均速度欠損幅との一般的な関係を示す説明図、第
５図は本発明の一実施列であるタービン翼形の形
状図、第６図は翼面圧力分布図、第７図は翼後流
の速度分布図、第８図は翼後縁出口部流路におけ
る速度分布図、第９図は翼形性能を表わす翼の迎
え角と翼形損失係数との関係図である。 １０……翼、１０ａ……翼腹面、１０ｂ……翼
背面、α１……入口角、α２……出口角、S1N…
…転向点における最狭流路幅、S2N……のど部に
おける最狭流路幅、V0……翼後流速度欠損。 〓〓〓〓
図はタービン翼の翼間流れと境界層との関係を示
す説明図、第３図は翼後流の速度欠損状況を示す
説明図、第４図は翼の背面と腹面との流速差と平
均速度欠損幅との一般的な関係を示す説明図、第
５図は本発明の一実施列であるタービン翼形の形
状図、第６図は翼面圧力分布図、第７図は翼後流
の速度分布図、第８図は翼後縁出口部流路におけ
る速度分布図、第９図は翼形性能を表わす翼の迎
え角と翼形損失係数との関係図である。 １０……翼、１０ａ……翼腹面、１０ｂ……翼
背面、α１……入口角、α２……出口角、S1N…
…転向点における最狭流路幅、S2N……のど部に
おける最狭流路幅、V0……翼後流速度欠損。 〓〓〓〓
Claims (1)
- １ 亜音速領域で使用されるタービン翼におい
て、該翼の入口角と出口角に沿つた両延長線が交
わる交点の位置を、該交点を通り環状配列された
翼列軸と平行な線分の翼出口端からの距離が翼幅
の1/2以上4/5以下となる範囲に設定し、前記線分
が該翼の背面と交わる位置Ｊにおける翼の背面と
腹面との間で区画された流路の最狭流路幅S1が翼
出口端の最狭流路幅S2との比で１S1／S2＜1.1
となるように形成し、前記位置Ｊより下流側の壁
面形状をほぼ直線状に形成して、翼背側を流れる
流体の加速を防止し、前記翼の背側と腹側の流速
差を小さくしたことを特徴とするタービン翼。
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2992079A JPS55123301A (en) | 1979-03-16 | 1979-03-16 | Turbine blade |
| MX80101654U MX6848E (es) | 1979-03-16 | 1980-03-13 | Mejoras en paleta de turbina |
| CA347,567A CA1126169A (en) | 1979-03-16 | 1980-03-13 | Turbine blade |
| FR8005812A FR2451453B1 (fr) | 1979-03-16 | 1980-03-14 | Ailette de turbine |
| US06/721,469 US4626174A (en) | 1979-03-16 | 1985-04-09 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2992079A JPS55123301A (en) | 1979-03-16 | 1979-03-16 | Turbine blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS55123301A JPS55123301A (en) | 1980-09-22 |
| JPS6229604B2 true JPS6229604B2 (ja) | 1987-06-26 |
Family
ID=12289423
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2992079A Granted JPS55123301A (en) | 1979-03-16 | 1979-03-16 | Turbine blade |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4626174A (ja) |
| JP (1) | JPS55123301A (ja) |
| CA (1) | CA1126169A (ja) |
| FR (1) | FR2451453B1 (ja) |
Families Citing this family (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3029082C2 (de) * | 1980-07-31 | 1982-10-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
| DE3201436C1 (de) * | 1982-01-19 | 1983-04-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
| JPS60122201A (ja) * | 1983-12-06 | 1985-06-29 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タ−ビン翼 |
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