JP2004263679A

JP2004263679A - Axial flow turbine

Info

Publication number: JP2004263679A
Application number: JP2003057595A
Authority: JP
Inventors: Tadashi Tanuma; 唯士田沼; Sakae Kawasaki; 榮川崎; Junichi Tominaga; 純一富永
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2003-03-04
Filing date: 2003-03-04
Publication date: 2004-09-24

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an axial flow turbine that makes much mainstream flow toward a blade tip from the gap between a blade root and a blade central part in the blade height direction in an inter-blade flow passage of a turbine nozzle and a turbine rotor blade, reduces secondary flow loss in the blade root, and further improves turbine stage efficiency. <P>SOLUTION: In this axial flow turbine, the turbine stage comprises a turbine nozzle having nozzle blades 1 in a row in the circumferential direction of an annular flow passage 4 formed between a diaphragm outer ring 2 and a diaphragm inner ring 3, and the turbine rotor blade that is disposed on the downstream side of the turbine nozzle and rotor blades 5 in a row in the circumferential direction of the turbine axis. A plurality of turbine stages are disposed in the axial direction of the turbine axis. When the shortest distance between the rear edge of the nozzle blade 1 and the back side of a nozzle blade 1 adjacent to the former nozzle blade 1 is called s, and the pitch of nozzle blades disposed in a row is called t, the throat/pitch ratio s/t of the nozzle blades 1 is set minimum and smallest between the blade root and the blade central part and is increased from this position toward the blade tip through the blade central part. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

【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９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７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、タービンロータ６ａ上に円板状に設けられたロータディスク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９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、翼外形に沿うように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）〜図５（ｂ）のそれぞれにあらわされた点線で示すように、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、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、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）〜図５（ｂ）のそれぞれにあらわされた点線で示すように、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９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６（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腹側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６（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腹側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（例えば、特許文献１参照）。
【００２０】
【特許文献１】
特開平３−１８９３０３号公報
【００２１】
【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。
【００２２】
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。
【００２３】
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）。
【００２４】
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。
【００２５】
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。
【００２６】
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。
【００２７】
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。
【００２８】
特に、翼先端部では、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み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１０に示すように、翼型損失が急激に増加する。
【００２９】
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。
【００３０】
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翼中央部から翼先端部に向ってより多くの主流を流すとともに、翼根元部の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。
【００３１】
【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段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が翼根元部と翼中央部との間で極小で、かつ最小にし、この位置から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させ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、ノズル翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小、かつ最小の位置は、翼根元部から翼高さ方向に向って５〜２０％の高さ範囲内であることを特徴とするものである。
【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、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が翼根元部と翼中央部との間で極小にし、この位置から翼中央部に向って増加させて極大にし、ここから翼中央部を経て翼先端部に向って減少させる形状に形成するものである。
【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、ノズル翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小、かつ最小の位置は、翼根元部から翼高さ方向に向って７５〜９５％の高さ範囲内であることを特徴とするものである。
【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、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が翼根元部と翼中央部との間で極小にし、この位置から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させて極大の形状に形成するものである。
【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６に記載したように、動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小の位置は、翼根元部から翼高さ方向に向って５〜２０％の高さ範囲内であることを特徴とするものである。
【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、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が翼根元部と翼中央部との間で極小にし、この位置から翼中央部に向って増加させて極大にし、ここから翼中央部を経て翼先端部に向って減少させて極小で、かつ最小にさせる形状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、動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小で、かつ最小の位置は、翼根元部から翼高さ方向に向って７５〜９５％の高さ範囲であることを特徴とするものである。
【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、請求項１または２記載の軸流タービンにおけるノズル翼は、テーパ状タイプおよびリーン状タイプのうち、いずれか少なくとも一方のタイプを採り入れたことを特徴とするものである。
【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、請求項３または５記載の軸流タービンにおける動翼は、テーパ状タイプおよびリーン状タイプのうち、いずれか少なくとも一方のタイプに採り入れたことを特徴とするものである。
【００４１】
【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。
【００４２】
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。
【００４３】
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。
【００４４】
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。
【００４５】
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枚数または動翼枚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（ａ）に示した実線ではノズル翼１のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ方向分布として表わし、また図４（ｂ）に示した実線では、動翼５のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ方向分布としてそれぞれ表わしている。
【００４６】
本実施形態に係る軸流タービンに適用するタービンノズルは、図４（ａ）の実線で示すように、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、翼高さ方向における翼中央部から翼根元部に向って徐々に減少させて極小値で、かつ最小値にし、ここから翼根元部に向って増加させるとともに、翼中央部から翼先端部に向って徐々に増加させた後、翼先端部に向って徐々に減少させている。そして、この極小値かつ最小値をとる位置は、翼根元部から翼高さ方向５〜２５％の位置としている。また、このスロート・ピッチ比ｓ／ｔは、翼中央部を通過するとき、未だ増加の状態にさせている。なお、図４（ａ）中、破線は、従来のタービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを示す分布線図である。
【００４７】
また、本実施形態に係る軸流タービンに適用するタービン動翼は、図４（ｂ）の実線で示すように、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、翼高さ方向における翼中央部から翼根元部に向って徐々に減少させて極小値にし、その後翼根元部に向って増加させるとともに、その極小値の位置を翼高さ方向における翼根元部の５〜２５％の範囲内に設定する一方、翼中央部から翼先端部に向って徐々に増加させ極大値にし、ここから徐々に減少させて極小にした後、ここから根元部側に向って徐々に増加させている。また、このスロート・ピッチ比ｓ／ｔは、翼中央部を通過するとき、漸増状態にさせている。なお、図４（ｂ）中、破線は、従来のタービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを示す分布線図である。
【００４８】
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の分布を翼高さにおける翼中央部から翼先端部に向う方向に、極大または最大にし、翼中央部から翼根元部に向う方向に、極小または最小の翼型にする形状は、例えば、翼型に捩りを加えるか、あるいは翼断面形状を成形加工して変形することによって容易に実現することができる。
【００４９】
ところで、従来のタービンノズルおよびタービン動翼は、ともに翼高さ方向における翼中央部で圧力損失が少なく、翼先端部および翼根元部に向って圧力損失が大きくなることが知られている。
【００５０】
本実施形態は、このような現象に着目したもので、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の分布を翼高さ方向における翼根元部と翼中央部との間から翼先端部に向って極大または最大にし、翼先端部をより有効に活用してスロート・ピッチ比ｓ／ｔを拡大させ、拡大させたスロート・ピッチ比ｓ／ｔの比較的圧力損失の少ない領域により多くの主流を流し、圧力損失の比較的大きい翼根元部に向う領域に主流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。
【００５１】
また、本実施形態は、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、翼根元部のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを比較的大きくさせることにより主流の幾何学的流出角α＝ｓｉｎ^−１（ｓ／ｔ）を大きくし、転向角を小さくさせたので、２次流れ損失をより一層少なくさせることができる。
【００５２】
なお、本実施形態では、タービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ａ）に示すように、翼高さ方向における翼中央部から翼先端部に向うに従って増加させるとともに、タービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ｂ）に示すように、翼根元部と翼中央部との間から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させ、タービンノズル、タービン動翼ともに翼先端部もスロート・ピッチ比ｓ／ｔの拡大に利用したが、この例に限らず、タービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図５（ａ）に示すように、翼根元部と翼中央部との間から翼中央部に向って増加させ、翼中央部から翼先端部に向って減少させるとともに、タービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図５（ｂ）に示すように、翼根元部と翼中央部との間から翼中央部に向って増加させ、翼中央部から翼先端部に向って減少させ、タービンノズル、タービン動翼ともにスロート・ピッチ比ｓ／ｔを、翼中央部から翼先端部に向って減少させた分、翼根元部から翼中央部に向う領域を巧みに利用してスロート・ピッチ比ｓ／ｔを拡大させてもよい。いずれの場合も翼中央部ではスロート・ピッチ比ｓ／ｔが減少方向にある。
【００５３】
その際、タービンノズルおよびタービン動翼とともに、翼中央部から翼先端部に向って減少させたスロート・ピッチ比ｓ／ｔのうち、極小値で、かつ最小値を翼高さにおける翼先端部の７５〜９５％の範囲内に設定することが望ましい。
【００５４】
また、本実施形態は、タービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔが図４（ａ）に示すように、翼高さ方向における翼根元部と翼中央部との間から翼先端部に向う方向に増加させる形状にするとともに、タービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔが図４（ｂ）に示すように、翼根元部と翼中央部との間から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、図６（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またはストレートリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼に採り入れてもよい。ここで、リーンタイプとは、翼周方向に向って膨出部を形成させたタイプをいう。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か、翼断面を機械加工すれば容易にその翼形状を実現することができる。
【００５５】
このように、タービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔが図４（ａ）に示すように、翼高さ方向における翼根元部と翼中央部との間から翼先端部に向って増加させるとともに、タービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔが図４（ｂ）に示すように、翼根元部と翼中央部との間から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させた分布を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、図６（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またはストレートリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼に採り入れることにより、図７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Ｇ_１，Ｇ_２，Ｇ_３のうち、流線Ｇ_１が翼根元部に向って流れるとともに、流線Ｇ_３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。
【００５６】
また、本実施形態は、タービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔが図４（ａ）に示すように、翼高さ方向における翼根元部と翼中央部との間から翼先端部に向う方向に増加させる形状にするとともに、タービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔが図４（ｂ）に示すように、翼根元部と翼中央部との間から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させ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採り入れることができる。
【００５７】
この、いわゆるテーパ状タイプのタービンノズルは、図８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。
【００５８】
ここで、いわゆるテーパ状タイプにおけるテーパ率とは、テーパ率をαとし、翼根元部の主流の軸流速度をＣｔｒとし、翼先端部の軸理由速度をＣｔｔとするとき、
【数１】

と定義される。
【００５９】
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、図４（ａ）に示すスロート・ピッチ比ｓ／ｔを持つ形状にするとともに、タービン動翼に、図４（ｂ）に示すスロート・ピッチ比ｓ／ｔを持つ形状にしたものを採り入れても２次流れの発生を低く抑えてタービン段落効率を向上させることができる。
【００６０】
【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、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼根元部と翼中央部との中間で形成された極小で、かつ最小の位置から翼中央部を経て翼先端部に向って増加させる形状に形成したスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、タービンノズルに採り入れるとともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼根元部と翼中央部との中間で形成された極小で、この位置から翼中央部を経て翼先端部に向って極大する形状に形成したスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、タービン動翼に採り入れ、翼中央部から翼先端部に向ってより多くの主流を流す構成にするので、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より一層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第１実施形態におけるスロート・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】スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、従来と本発明とで対比させる第２実施形態におけるスロート・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６】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７】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８】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９】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１０】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
６ａタービンロータ
７シュラウド
８２次流れ
９２次流れ渦[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to an axial flow turbine, and particularly to an axial flow turbine that further improves the stage efficiency of a turbine stage when a turbine stage is configured by combining a turbine nozzle and a turbine blade.
[0002]
[Prior art]
For example, in an axial flow turbine such as a steam turbine or a gas turbine applied to a power plant, improvement in thermal efficiency for effectively performing economical operation, particularly improvement in turbine internal efficiency, has been reviewed again.
[0003]
In order to further improve the internal efficiency of the turbine, it is important to further reduce the secondary flow loss due to the secondary flow of the turbine nozzle and turbine blade among the various losses generated in the turbine blade. It has been taken up as one of the themes.
[0004]
FIG. 9 is a diagram showing a configuration of a turbine nozzle that is conventionally applied to an axial flow turbine and is called a so-called straight blade. A plurality of nozzle blades 1 are formed between a diaphragm outer ring 2 and a diaphragm inner ring 3. The annular passages 4 are arranged in a row along the circumferential direction of a turbine shaft (not shown).
[0005]
Further, on the downstream side of the nozzle blade 1, as shown in FIG. 7, turbine blades 5 are arranged in the circumferential direction corresponding to the row arrangement of the nozzle blade 1. The turbine rotor blades 5 are implanted along the circumferential direction of a rotor disk 6 provided in a disk shape on a turbine rotor 6a, and leakage of working steam or working gas (hereinafter, referred to as main flow) leaks to the outer peripheral end thereof. And a shroud 7 for preventing the like.
[0006]
In the axial flow turbine having such a configuration, the generation mechanism of the secondary flow of the nozzle blade 1 will be described in detail with reference to FIG. 9 which is a perspective view when the turbine nozzle is observed from the outlet side of the nozzle blade 1.
[0007]
When the main flow flows through the inter-blade flow path, it is bent in a curved shape so as to follow the outer shape of the wing and flows. At this time, a centrifugal force is generated from the back side B of the nozzle blade 1 toward the ventral side F, and since the centrifugal force and the static pressure are balanced, the static pressure on the ventral side F is high.
[0008]
On the other hand, the back side B has a low static pressure because the main flow velocity is high. Therefore, a pressure gradient is generated from the ventral side F toward the back side B in the inter-blade flow path. This pressure gradient is the same in the boundary layer formed on the peripheral wall surface of the diaphragm outer ring 2 and the diaphragm inner ring 3.
[0009]
However, in the boundary layer in the inter-blade flow path, the flow velocity is small and the centrifugal force is also small, so that the pressure gradient from the ventral side F to the dorsal side B cannot be withstood, and the direction from the ventral side F to the dorsal side B is not reached. A secondary stream 8 is created as a stream.
[0010]
The secondary flow 8 collides with the back side B of the nozzle blade 1 and is wound up, and generates

secondary flow vortices

9 a and 9 b at a connection portion between the diaphragm outer ring 2 and the diaphragm inner ring 3 supporting the nozzle blade 1.
[0011]
As described above, the energy of the main flow is affected by the expansion and diffusion of the

secondary flow vortices

9a and 9b, the wall friction due to the secondary flow, and the like, and a part of the energy is lost. Has become. It should be noted that a secondary flow loss has also occurred in the turbine rotor blade, similarly to the turbine nozzle.
[0012]
By the way, many studies and proposals have been published for reducing the secondary flow loss caused by the

secondary flow vortices

9a, 9b and the like generated in the flow path between the blades.
[0013]
For example, the throat pitch ratio s represented by the throat s defined by the shortest distance between the trailing edge of the nozzle blade 1 and the back side B of the nozzle blade 1 adjacent to the nozzle blade 1 and the annular pitch t between the blades. / T, as shown by dotted lines in FIGS. 4 (a) to 5 (b), a turbine nozzle having a shape that is maximized at the center of the blade height and reduced at the blade root and the blade tip. Has been published (JP-A-6-272504).
[0014]
This turbine nozzle is, for example, a so-called straight blade (blade along a radial line extending straight in the radial direction passing through the center of the turbine shaft) which is conventionally applied to a steam turbine. It has the advantages shown below. That is, in a turbine nozzle called a so-called straight blade, the loss is small at the center portion of the blade height, and the loss is relatively large at the blade root portion and the blade tip portion. Also, a turbine blade called a so-called straight blade also has a small loss at the center of the blade height and a relatively large loss at the blade root portion and the blade tip portion.
[0015]
On the other hand, the throat / pitch ratio s / t is maximized at the center of the blade height, as shown by the dotted lines shown in FIGS. 4 (a) to 5 (b), respectively. A turbine nozzle with a small shape at the tip reduces the main flow at the blade root and the blade tip where the loss is large, and increases the main flow at the blade height center where the loss is small. The loss is smaller than that of a turbine nozzle called a blade.
[0016]
Further, as shown by the dotted line in FIG. 4B, the throat / pitch ratio s / t is maximized at the center of the blade height, and is reduced at the blade root and the blade tip. Like the turbine nozzle, the loss is smaller than that of a turbine blade called a so-called straight blade.
[0017]
On the other hand, according to another research result, a so-called compound-drain type turbine nozzle in which the nozzle blade 1 is curved with respect to a radial line (E shown in FIG. 9) passing through the center of the turbine shaft has been disclosed (particularly, FIG. JP-A-1-106903).
[0018]
As shown in FIG. 6 (a), the turbine nozzle of this compound-rein type has a trailing edge protruding inward from the blade tip and the blade root toward the center of the blade height in a curved shape. The pressing force is generated from the blade tip to the diaphragm outer ring 2 and from the blade root to the diaphragm inner ring 3. For this reason, the turbine nozzle called a compound-rein type can suppress the boundary layer generated in each of the diaphragm outer ring 2 and the diaphragm inner ring 3 to be low.
[0019]
Also, as shown in FIG. 6B, the turbine blade also has a curved trailing edge from each of the blade tip and the blade root toward the center of the blade height, as shown in FIG. The blades are formed so as to protrude to the abdomen side, and are configured to generate a pressing force from the blade tip portion to the shroud 7 and from the blade root portion to each of the rotor disks 6, so that boundaries generated at the shroud 7 and the rotor disk 6 are formed. The layer can be kept low (for example, see Patent Document 1).
[0020]
[Patent Document 1]
JP-A-3-189303
[0021]
[Problems to be solved by the invention]
A turbine nozzle and a turbine rotor blade, which are so-called compound-rein types, apply a pressing force from the blade tip toward the diaphragm outer ring 2 and also apply a pressing force from the blade root toward the diaphragm inner ring 3, thereby forming the diaphragm outer ring 2 and the diaphragm. The number of boundary layers generated in each of the inner rings 3 is reduced, so that more mainstream flows.
[0022]
However, since the connection between the blade tip and the outer ring 2 of the diaphragm and the connection between the root of the blade and the inner ring 3 of the diaphragm are both regions with large loss, the performance is improved even if more mainstream flows. There is a limit to further improvement.
[0023]
In this regard, the throat / pitch ratio s / t is increased in the central portion of the blade height, and the turbine nozzle and the turbine moving blade that secure a wider flow path area have less loss in the central portion of the blade height. It is considered that the performance can be further improved by merely flowing a larger amount of the main flow to the portion, which is advantageous (Japanese Patent Laid-Open No. 8-109803).
[0024]
However, the turbine nozzle and turbine blade having this shape have a small throat pitch ratio s / t at both the blade root portion and the blade tip portion, and the geometric outflow angle α calculated from the throat pitch ratio s / t. = Sin ^-1 (S / t) is small, and the turning angle is large.
[0025]
Generally, it is known that when the geometrical outflow angle of a turbine nozzle and a turbine blade in an axial flow turbine is small or the turning angle is large, a boundary layer develops on the blade surface and airfoil loss increases. .
[0026]
Further, when the direction of the main flow is largely turned in the inter-blade flow path, the pressure gradient from the ventral side F to the back side B in the inter-blade flow path is increased, and the secondary flow 8 is also increased.
[0027]
Further, the low-energy fluid in the wing surface boundary layer that develops near the blade root and in the vicinity of the blade tip also forms a secondary flow 8 together with the low-energy fluid in the boundary layer formed on the peripheral wall surface in the inter-blade flow path. They flow together and are a factor in further increasing secondary flow losses.
[0028]
In particular, at the blade tip, if the throat / pitch ratio s / t is small, the throat s is also small because the annular pitch t is small. When the throat s becomes small, the thickness te of the trailing edge is required to have a constant thickness due to restrictions on the wing structure, so that the ratio te / s of the thickness te of the trailing edge to the throat s increases. As shown in FIG. 10, the airfoil loss sharply increases.
[0029]
As described above, a turbine nozzle and a turbine rotor blade having a large throat / pitch ratio s / t at a center portion of a blade height and a turbine nozzle and a turbine called a so-called compound-line type have been published as one of recent research results. Since both moving blades have advantages and disadvantages, it is considered that the realization of a so-called hybrid blade, in which only the advantages are taken out and combined, leads to further improvement in turbine stage efficiency.
[0030]
The present invention has been made in view of such a point, and allows more main flow to flow from a blade central portion in a blade height direction to a blade tip portion in a blade nozzle-to-blade blade inter-blade flow path. It is another object of the present invention to provide an axial flow turbine that reduces secondary flow loss at a blade root portion and further improves turbine stage efficiency.
[0031]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, an axial flow turbine according to the present invention, as described in claim 1, has a row of nozzle blades in a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring. A turbine stage is constituted by a turbine nozzle arranged in a shape, and a turbine moving blade arranged downstream of the turbine nozzle and implanting moving blades in a row in the circumferential direction of the turbine shaft. In the axial flow turbine having a plurality of stages in the axial direction of the shaft, the shortest distance between the trailing edge of the nozzle blade and the back side of the nozzle blade adjacent to the nozzle blade is s, and the pitch of the nozzle blades arranged in a row When the nozzle blade has a throat / pitch ratio s / t between the blade root and the blade center, the nozzle blade has a minimum and a minimum, and from this position toward the blade tip through the blade center. Formed to increase shape Is shall.
[0032]
In addition, in order to achieve the above object, the axial flow turbine according to the present invention is configured such that the minimum and minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the nozzle blade is at the blade root. The height is within a range of 5 to 20% from the portion toward the blade height direction.
[0033]
Further, in order to achieve the above object, an axial flow turbine according to the present invention provides a nozzle blade in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm. Are arranged in a row, and turbine blades arranged downstream of the turbine nozzle and arranged in a row in the circumferential direction of the turbine shaft to form moving blades constitute a turbine stage. In the axial flow turbine provided in a plurality in the axial direction of the turbine shaft, the shortest distance between the trailing edge of the nozzle blade and the back side of the nozzle blade adjacent to the nozzle blade is s, and the nozzle blades are arranged in a row. When the pitch is t, the throat pitch ratio s / t of the nozzle blade is minimized between the blade root portion and the blade center portion, and is increased from this position toward the blade center portion, and is maximized. Through the center of the wing And it forms a shape that reduces towards the tip.
[0034]
Further, in order to achieve the above object, the axial flow turbine according to the present invention is configured such that the minimum and minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the nozzle blade is at the blade root. The height is within a range of 75 to 95% from the portion toward the blade height direction.
[0035]
Further, in order to achieve the above object, the axial flow turbine according to the present invention has a nozzle blade in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm. Are arranged in a row, and turbine blades arranged downstream of the turbine nozzle and arranged in a row in the circumferential direction of the turbine shaft to form moving blades constitute a turbine stage. In the axial flow turbine provided in plurality in the axial direction of the turbine shaft, the shortest distance between the trailing edge of the moving blade and the back side of the moving blade adjacent to the moving blade is s, and the moving blades arranged in a row are When the pitch is defined as t, the throat pitch ratio s / t of the rotor blade is minimized between the blade root portion and the blade center portion, and is increased from this position toward the blade tip portion via the blade center portion. It is formed in a maximum shape.
[0036]
Further, in order to achieve the above object, the axial flow turbine according to the present invention, as described in claim 6, has the minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the moving blade from the blade root to the blade. The height is within a range of 5 to 20% in the height direction.
[0037]
Further, in order to achieve the above object, an axial flow turbine according to the present invention provides a nozzle blade in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm. Are arranged in a row, and turbine blades arranged downstream of the turbine nozzle and arranged in a row in the circumferential direction of the turbine shaft to form moving blades constitute a turbine stage. In the axial flow turbine provided in plurality in the axial direction of the turbine shaft, the shortest distance between the trailing edge of the moving blade and the back side of the moving blade adjacent to the moving blade is s, and the moving blades arranged in a row are When the pitch is t, the throat pitch ratio s / t of the rotor blade is minimized between the blade root portion and the blade center portion, is increased from this position toward the blade center portion, and is maximized. Decreases toward the tip of the wing through the center of the wing Allowed a minimum by and is intended to form the shape to be minimized.
[0038]
Further, in order to achieve the above object, the axial turbine according to the present invention is configured such that the minimum and minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the moving blade is set at the minimum value. The height range is from 75 to 95% from the root toward the blade height direction.
[0039]
In order to achieve the above object, the axial turbine according to the present invention has a nozzle blade of a tapered type and a lean type in the axial turbine according to the first or second aspect. It is characterized in that at least one of the types is adopted.
[0040]
In the axial turbine according to the present invention, in order to achieve the above object, as described in claim 10, the moving blade in the axial flow turbine according to

claim

3 or 5 has a tapered type and a lean type. It is characterized by being adopted in at least one of the types.
[0041]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of an axial flow turbine according to the present invention will be described with reference to the drawings and reference numerals attached to the drawings.
[0042]
FIG. 1 is a perspective view of a turbine nozzle applied to the axial flow turbine according to the present invention, which is observed from an outlet side at a trailing edge.
[0043]
In FIG. 1, a plurality of nozzle blades 1 are arranged in a row at regular intervals in a circumferential direction in an annular flow path 4 formed between a diaphragm outer ring 2 and a diaphragm inner ring 3. A turbine nozzle is formed by connecting a connection portion of the blade root portion to the diaphragm outer ring 2 and the diaphragm inner ring 3.
[0044]
FIG. 2 is a perspective view showing a moving blade 5 disposed downstream of the turbine nozzle. The blade tip is supported by a shroud 7 and a blade implant (blade root) is planted on a rotor disk 6. Let me.
[0045]
FIG. 3 shows a cross section of the nozzle blade 1 and the moving blade 5 in the flow path portion. The trailing edge of the nozzle blade 1 or the moving blade 5 and another nozzle adjacent to the nozzle blade 1 or the moving blade 5 are shown. The throat s is defined as the shortest distance from the back side of the blade 1 or the moving blade 5, that is, the minimum passage width of the flow path, and the circumferential length of an annular shape along a turbine shaft (not shown) is divided by the number of nozzles or the number of moving blades. When the number is an annular pitch t, the throat / pitch ratio s / t is used as a parameter for determining the outflow direction and the flow rate from the nozzle outlet or the blade outlet. Using these parameters, the solid line shown in FIG. 4A represents the throat / pitch ratio s / t of the nozzle blade 1 as a blade height distribution, and the solid line shown in FIG. The throat / pitch ratio s / t of the rotor blade 5 is represented as a blade height distribution.
[0046]
As shown by the solid line in FIG. 4A, the turbine nozzle applied to the axial flow turbine according to the present embodiment increases the throat pitch ratio s / t from the blade center to the blade root in the blade height direction. And gradually decrease it to the minimum value and the minimum value.From here, increase toward the blade root, and gradually increase from the center of the blade toward the tip of the blade, and then toward the tip of the blade. It is gradually decreasing. The position where the minimum value and the minimum value are taken is a position 5 to 25% from the blade root in the blade height direction. The throat / pitch ratio s / t is still increasing when passing through the center of the blade. In FIG. 4A, a broken line is a distribution diagram showing a throat / pitch ratio s / t of a conventional turbine nozzle.
[0047]
Further, as shown by a solid line in FIG. 4 (b), the turbine blade applied to the axial flow turbine according to this embodiment has a throat / pitch ratio s / t which is set from the center of the blade in the blade height direction to the blade root. While gradually decreasing toward the root to reach a minimum value, and then increasing toward the blade root, and setting the position of the minimum within 5 to 25% of the blade root in the blade height direction. From the center of the wing toward the tip of the wing, the value is gradually increased to a maximum value, then gradually reduced to a minimum value, and then gradually increased toward the root. The throat / pitch ratio s / t is gradually increased when passing through the center of the blade. In FIG. 4B, a broken line is a distribution diagram showing a throat / pitch ratio s / t of a conventional turbine blade.
[0048]
As described above, the distribution of the throat / pitch ratio s / t is maximized or maximized in the direction from the center of the blade toward the tip of the blade at the blade height for both the turbine nozzle and the turbine blade, and from the center of the blade to the root of the blade. In the opposite direction, a minimal or minimal airfoil shape can be easily realized, for example, by twisting the airfoil or by shaping and deforming the airfoil cross-sectional shape.
[0049]
By the way, it is known that both the conventional turbine nozzle and the turbine blade have a small pressure loss at the blade center in the blade height direction and a large pressure loss toward the blade tip and the blade root.
[0050]
The present embodiment focuses on such a phenomenon. For both the turbine nozzle and the turbine blade, the distribution of the throat / pitch ratio s / t is changed from the blade root portion in the blade height direction to the blade center portion. Maximize or maximize toward the tip, expand the throat pitch ratio s / t by making more effective use of the wing tip, and use the expanded throat pitch ratio s / t in a region where the pressure loss is relatively small. Since a large amount of the main flow is caused to flow and the main flow is reduced in a region toward the blade root portion where the pressure loss is relatively large, the turbine stage efficiency can be further improved.
[0051]
In addition, in this embodiment, both the turbine nozzle and the turbine rotor blade have a relatively large throat / pitch ratio s / t at the blade root portion, so that the mainstream geometrical outflow angle α = sin ^-1 Since (s / t) is increased and the turning angle is reduced, the secondary flow loss can be further reduced.
[0052]
In this embodiment, as shown in FIG. 4A, the throat / pitch ratio s / t of the turbine nozzle is increased from the blade center to the blade tip in the blade height direction, and the turbine dynamics is increased. As shown in FIG. 4B, the throat / pitch ratio s / t of the blade is increased from between the blade root portion and the blade center portion to the blade tip portion through the blade center portion, and the turbine nozzle and the turbine are increased. Although the blade tip was used to increase the throat / pitch ratio s / t together with the moving blade, the present invention is not limited to this example, and the throat / pitch ratio s / t of the turbine nozzle may be changed as shown in FIG. The throat pitch ratio s / t of the turbine rotor blade is increased while increasing from the center of the blade toward the center of the blade toward the center of the blade and decreasing from the center of the blade toward the tip of the blade. ), The wing is located between the wing root and the center of the wing. The throat pitch ratio s / t was decreased from the center of the blade toward the tip of the blade for both the turbine nozzle and the turbine rotor blade, while increasing toward the center and decreasing from the center of the blade toward the tip of the blade. The throat / pitch ratio s / t may be enlarged by skillfully utilizing the region from the blade root to the blade center. In any case, the throat / pitch ratio s / t is decreasing in the center of the blade.
[0053]
At this time, together with the turbine nozzle and the turbine rotor blade, of the throat / pitch ratio s / t reduced from the blade center toward the blade tip, the minimum value and the minimum value of the blade tip height at the blade height are determined. It is desirable to set within the range of 75 to 95%.
[0054]
Further, in this embodiment, as shown in FIG. 4A, the throat / pitch ratio s / t of the turbine nozzle is in the direction from the blade root to the blade center in the blade height direction toward the blade tip. As shown in FIG. 4B, the throat pitch ratio s / t of the turbine blade is changed from between the blade root portion and the blade center portion to the blade tip portion via the blade center portion. The throat / pitch ratio s / t distribution having the shape increasing toward the front is adopted in the conventional so-called compound-lean type or straight-lean type turbine nozzle and turbine blade shown in FIGS. 6 (a) and 6 (b). Is also good. Here, the lean type refers to a type in which a bulging portion is formed in the circumferential direction of the blade. Also in this case, the blade shape can be easily realized by adding a twist to the blade section of the turbine nozzle and the turbine rotor blade or by machining the blade section.
[0055]
Thus, as shown in FIG. 4A, the throat / pitch ratio s / t of the turbine nozzle is increased from between the blade root and the blade center in the blade height direction toward the blade tip. As shown in FIG. 4B, the distribution in which the throat / pitch ratio s / t of the turbine rotor blade is increased from between the blade root portion and the blade center portion to the blade tip portion through the blade center portion. FIG. 7 shows the conventional throat / pitch ratio s / t distribution incorporated in a conventional so-called compound-lean or straight-lean type turbine nozzle and turbine blade shown in FIGS. 6 (a) and 6 (b). Thus, the streamline G of the main flow flowing through the nozzle blade 1 and the rotor blade 5 ₁ , G ₂ , G ₃ Of which, streamline G ₁ Flows toward the blade root, and the streamline G ₃ Flows toward the tip of the wing, the occurrence of secondary flow can be suppressed to a low level.
[0056]
Further, in this embodiment, as shown in FIG. 4A, the throat / pitch ratio s / t of the turbine nozzle is in the direction from the blade root to the blade center in the blade height direction toward the blade tip. As shown in FIG. 4B, the throat pitch ratio s / t of the turbine blade is changed from between the blade root portion and the blade center portion to the blade tip portion via the blade center portion. A throat / pitch ratio s / t distribution with an increasing shape can be incorporated into so-called tapered turbine nozzles and turbine blades.
[0057]
As shown in FIG. 8, this so-called tapered turbine nozzle has a shape in which the chord length C increases from the blade root toward the blade tip when observed with reference to the radial line E. In addition, the ratio between the chord length C and the annular pitch t is set so that the airfoil loss of each blade section in the blade height direction is reduced.
[0058]
Here, the taper rate in the so-called taper type is defined as α being the taper rate, Ctr being the axial flow velocity of the main flow at the blade root, and Ctt being the axial reason velocity at the blade tip.
(Equation 1)

Is defined as
[0059]
As described above, the so-called tapered turbine nozzle is formed into a shape having the throat pitch ratio s / t shown in FIG. 4A, and the turbine blade is provided with the throat pitch ratio shown in FIG. Even if a shape having s / t is adopted, the generation of the secondary flow can be kept low and the turbine stage efficiency can be improved.
[0060]
【The invention's effect】
As described above, in the axial flow turbine according to the present invention, the throat / pitch ratio s / t is a minimum formed between the blade root portion and the blade center portion, and from the minimum position through the blade center portion. The throat / pitch ratio s / t distribution formed in a shape increasing toward the blade tip is adopted in the turbine nozzle, and the throat / pitch ratio s / t is formed in the middle between the blade root and the blade center. The throat / pitch ratio s / t distribution formed in a shape that is extremely small and is maximized from this position to the blade tip portion through the blade center portion is taken into the turbine rotor blade, and from the blade center portion toward the blade tip portion. Since the configuration is such that a large number of main flows are provided, the stage efficiency of the turbine stage can be further improved, and the output per turbine stage can be further increased.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view of a turbine nozzle applied to an axial flow turbine according to the present invention, which is observed from a mainstream outlet side.
FIG. 2 is a perspective view of a turbine blade applied to the axial flow turbine according to the present invention, which is observed from a mainstream outlet side.
FIG. 3 is a cross-sectional view used to explain respective flow passages of a turbine nozzle and a turbine rotor blade applied to the axial flow turbine according to the present invention.
FIG. 4 is a throat / pitch ratio s / t distribution diagram in a first embodiment in which a throat / pitch ratio s / t is compared between a conventional example and the present invention. And (b) is a throat / pitch ratio s / t distribution diagram of the turbine blade.
FIG. 5 is a throat pitch ratio s / t distribution diagram according to a second embodiment in which the throat pitch ratio s / t is compared between the prior art and the present invention, wherein (a) shows the throat pitch ratio s of the turbine nozzle; And (b) is a throat / pitch ratio s / t distribution diagram of the turbine blade.
FIGS. 6A and 6B are perspective views of a turbine blade applied to a conventional axial flow turbine, observed from an outlet of a main flow, wherein FIG. 6A is a perspective view of a turbine nozzle, and FIG.
FIG. 7 is a conceptual diagram used to explain a main stream flowing through a turbine nozzle and a turbine blade applied to the axial flow turbine according to the present invention.
FIG. 8 is a perspective view of another turbine nozzle applied to a conventional axial flow turbine, which is observed from an outlet of a main flow.
FIG. 9 is a conceptual diagram illustrating a mainstream flow of a turbine nozzle applied to a conventional axial turbine.
FIG. 10 is a loss distribution diagram showing a loss at a trailing edge of a turbine nozzle applied to a conventional axial turbine.
[Explanation of symbols]
1 Nozzle wing
2 Diaphragm outer ring
3 Diaphragm inner ring
4 Annular channel
5 bucket
6 rotor disk
6a Turbine rotor
7 Shroud
8 Secondary flow
9 Secondary flow vortex

Claims

A turbine nozzle in which nozzle blades are arranged in a row in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm, and a blade arranged in a downstream side of the turbine nozzle in a circumferential direction of a turbine shaft. A turbine stage is constituted by turbine blades arranged in a row, and in an axial turbine having a plurality of stages of turbine stages in the axial direction of the turbine shaft, the turbine blade is adjacent to the trailing edge of the nozzle blade and the nozzle blade. When the shortest distance from the back side of the nozzle blade is s, and the pitch of the nozzle blades arranged in a row is t, the nozzle blade has a throat pitch ratio s / t between the blade root portion and the blade center portion. An axial flow turbine characterized in that it is formed to have a shape that is minimum and minimum between the positions and increases from this position toward a blade tip portion through a blade center portion.

The minimum and minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the nozzle blade is within a height range of 5 to 20% from the blade root toward the blade height direction. Axial turbine.

A turbine nozzle in which nozzle blades are arranged in a row in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm, and a blade arranged in a downstream side of the turbine nozzle in a circumferential direction of a turbine shaft. A turbine stage is configured with turbine blades arranged in a row, and in an axial flow turbine including a plurality of turbine stages in the axial direction of the turbine shaft, a nozzle adjacent to the trailing edge of the nozzle blade and the nozzle blade When the shortest distance to the back side of the blade is s and the pitch of the nozzle blades arranged in a row is t, the nozzle blade has a throat pitch ratio s / t between the blade root and the blade center. An axial flow turbine characterized in that it is formed in such a shape that it is minimized, is increased from this position toward the blade center, is maximized, and is reduced from this position toward the blade tip through the blade center.

The minimum and minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the nozzle blade is within a height range of 75 to 95% from the blade root toward the blade height direction. Axial turbine.

A turbine nozzle in which nozzle blades are arranged in a row in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm, and a blade arranged in a downstream side of the turbine nozzle in a circumferential direction of a turbine shaft. Turbine blades arranged in a row form a turbine stage, and in an axial flow turbine including a plurality of turbine stages in the axial direction of the turbine shaft, a turbine blade adjacent to a trailing edge of the blade and the blade adjacent to the blade is provided. When the shortest distance from the back side of the blade is s and the pitch of the blades arranged in a row is t, the blade has a throat pitch ratio s / t between the blade root portion and the blade center portion. An axial flow turbine characterized in that it is minimized, and is increased from this position to the blade tip through the blade center to form a maximum shape.

The axial flow according to claim 5, wherein the minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the rotor blade is within a height range of 5 to 25% from the blade root portion toward the blade height direction. Turbine.

A turbine nozzle in which nozzle blades are arranged in a row in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm, and a blade arranged in a downstream side of the turbine nozzle in a circumferential direction of a turbine shaft. Turbine blades arranged in a row form a turbine stage, and in an axial flow turbine including a plurality of turbine stages in the axial direction of the turbine shaft, a turbine blade adjacent to a trailing edge of the blade and the blade adjacent to the blade is provided. When the shortest distance from the back side of the blade is s and the pitch of the blades arranged in a row is t, the blade has a throat pitch ratio s / t between the blade root portion and the blade center portion. It is characterized in that it is formed into a shape that is minimized and increased from this position toward the center of the wing to be maximized, and then reduced toward the tip of the wing through the center of the wing and is minimized and minimized. Axial turbine.

The minimum and minimum position of the throat / pitch ratio s / t of the rotor blade is in a height range of 75 to 95% from the blade root toward the blade height direction. Axial turbine.

4. The axial flow turbine according to claim 1, wherein the nozzle blade in the axial flow turbine adopts at least one of a tapered type and a lean type.

8. The axial flow turbine according to claim 5, wherein the rotor blade adopts at least one of a tapered type and a lean type.