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WO2005042925A1 - タービン翼列構造 - Google Patents

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Publication number
WO2005042925A1
WO2005042925A1 PCT/JP2004/016461 JP2004016461W WO2005042925A1 WO 2005042925 A1 WO2005042925 A1 WO 2005042925A1 JP 2004016461 W JP2004016461 W JP 2004016461W WO 2005042925 A1 WO2005042925 A1 WO 2005042925A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing body
wall surface
cascade structure
structure according
wing
Prior art date
Application number
PCT/JP2004/016461
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Hisashi Matsuda
Asako Inomata
Fumio Otomo
Hiroyuki Kawagishi
Daisuke Nomura
Original Assignee
Kabushiki Kaisha Toshiba
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kabushiki Kaisha Toshiba filed Critical Kabushiki Kaisha Toshiba
Priority to US10/577,651 priority Critical patent/US7625181B2/en
Priority to CN2004800325101A priority patent/CN1875169B/zh
Priority to EP04793381.7A priority patent/EP1688586B1/en
Publication of WO2005042925A1 publication Critical patent/WO2005042925A1/ja

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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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/02—Formulas of curves

Definitions

  • the present invention relates to a turbine cascade structure, and in particular, based on a secondary flow of a working fluid by improving at least one of a root part (blade root part) and a blade top part (blade tip part) of a blade body.
  • the present invention relates to a turbine cascade structure for reducing secondary flow loss.
  • the secondary flow loss based on this secondary flow is as large as the profile loss determined by the shape of the airfoil.
  • the secondary flow is considered to occur based on the following mechanism.
  • Figure 27 shows, for example, the secondary flow quoted from the literature “Basics and Practice of Gas Turbines” (Miwa, published on March 18, 1989, Sebundo Shoten, 1 1 9). It is a conceptual diagram explaining the generation mechanism.
  • FIG. 27 shows a turbine nozzle as an example, and is a conceptual view seen from the trailing edge side of the wing body.
  • FIG. 27 shows a cascade formed by one wing body 1a and the other adjacent wing body 1b shown in FIG. 27, and wall surfaces 3a, 3 for supporting the top and root portions of the wing bodies la, 1b.
  • the working fluid for example, steam
  • FIG. 27 shows a cascade formed by one wing body 1a and the other adjacent wing body 1b shown in FIG. 27, and wall surfaces 3a, 3 for supporting the top and root portions of the wing bodies la, 1b.
  • centrifugal force is generated from the back side 5 of the other adjacent wing body 1 b toward the ventral side 6 of the one wing body 1 a.
  • the static pressure on the ventral side 6 of one wing body l a is high.
  • the back side 5 of the other adjacent wing body 1 b has a low static pressure due to the large flow velocity of the working fluid.
  • a pressure gradient is generated in the flow path 4 from the ventral side 6 of one wing body 1a toward the back side 5 of the other wing body 1b.
  • This pressure gradient is applied to the root side of wing body la, lb. It also occurs in the boundary layer generated on the top side.
  • the boundary layer has a low flow velocity and a small centrifugal force, it cannot resist the pressure gradient from the ventral side 6 of one wing body la to the dorsal side 5 of the other wing body 1 b.
  • a secondary flow of so-called working fluid that flows toward the dorsal side 5 occurs.
  • a part of the so-called horseshoe vortex (horse-shoe vortex) 8 a, 8 b is generated when the working fluid collides with the leading edges 7 a, 7 b of the wing body la, lb. include.
  • Horseshoe vortices 8 a and 8 b cross the flow path 4 and flow as a passage vortex 9 toward the back side 5 of the adjacent wing body 1 b and to the back side 5 of the other adjacent wing body 1 b. When it reaches, it winds up the boundary layer while interfering with the corner vortex 10. This is the so-called secondary flow vortex. This secondary flow vortex disturbed the flow of the main flow (driving fluid) and caused a reduction in cascade efficiency.
  • Fig. 28 is a loss diagram obtained from the three-dimensional numerical fluid analysis showing how the secondary flow of the working fluid affects the cascade efficiency reduction.
  • the vertical axis indicates the height of the wing body, and the horizontal axis indicates the total pressure.
  • the so-called secondary flow that flows from the ventral side 6 of one wing body 1 a toward the dorsal side 5 of the other wing body 1 b is provided on each side of the blade root part and the blade top part. It was recognized that there was a flow.
  • the effect of a rounded (round type) cusp-shaped protruding piece is also referred to, and the cusp-shaped protruding piece is used to connect the horseshoe vortex 8 a, 8 b to the wing body la, Since it has the action of moving away from the leading edges 7a and 7b of the lb, the strength of the passage vortices 9a and 9b can be reduced to reduce the cascade loss. It has been reported that the ridge line (separation line) of the protruding piece of the pipe and the stagnation point of the working fluid (the collision part of the working fluid with the front edge of the wing body) need to coincide.
  • An object of the present invention is to provide a turbine cascade structure that can reduce the secondary flow loss based on the above. Disclosure of the invention
  • the turbine cascade structure according to the present invention has a plurality of blades arranged in a row along the circumferential direction on the wall surface, and the working fluid flow of each blade body supported on the wall surface A covering portion extending toward the upstream side of the working fluid flow is provided at a corner portion between the front edge portion facing the wall and the wall surface.
  • the covering portion is provided on at least one of the root side and the top side of the wing body.
  • the covering portion can be formed as a raised portion from the upstream side toward the height direction of the leading edge of the wing body.
  • the raised portion can be formed in a concave curved surface shape from the upstream installation portion toward the height direction of the front edge of the wing body.
  • the bulging portion formed in the concave curved surface has a distance when the distance from the upstream installation part to the front edge of the wing body is L o and the distance from the wall surface to the height direction of the front edge is H o.
  • the raised portion formed in the concave curved surface shape is formed in a fan shape extending toward the ventral side and the back side of the wing body on the basis of the stagnation point of the working fluid colliding with the front edge of the wing body. It's okay.
  • the covering portion is formed as a raised portion from the upstream side toward the height direction of the leading edge of the wing body, and the covering connection piece in which the ridge portion is prepared in advance as a separate body, and the wing body and the integral It can be configured by selecting either the machined piece or the weld overlay.
  • the wing body may be supported by the wall surface at least one of the root side and the top side of the wing body.
  • the wing body may be supported by the wall surface at the base side thereof, and the wall surface may be formed as a straight inclined surface that descends rightward from the front edge of the wing body toward the upstream side.
  • the wing body may be supported by the wall surface at the base side thereof, and the wall surface may be formed as an inclined curved surface that descends from the middle part of the wing body toward the upstream leading edge side.
  • the wing body is supported by the wall surface at the base side and the top side thereof, and the wall surface is inclined downwardly from the front edge of the wing body toward the upstream side and to the upper right side. It may be formed on each of the slopes. Further, the wing body is supported by the wall surface at the base portion side and the top portion side, and the wall surface is formed into a right-down inclined curved surface and an upper-right inclined curved surface from the intermediate portion of the wing body toward the upstream leading edge side. It may be formed.
  • the wing body is supported by the wall surface at the root portion side and the top portion side, and the wall surface that supports the root portion side of the wing body faces the upstream leading edge side from the intermediate portion of the wing body.
  • the wall surface supporting the top side of the wing body may be formed as a straight inclined surface in the upper right direction from the front edge of the wing body toward the upstream side.
  • blade body is formed flat.
  • the covering portion covering the corner portion of the blade body and the wall surface is formed as a raised portion having a curved cross section, and the installation portion of the raised portion is disposed upstream.
  • the surface of the curved bulge with the increased surface area is accelerated to accelerate the flow of the working fluid to suppress the generation of horseshoe vortices from the leading edge of the wing body.
  • the secondary flow loss can be further reduced by reducing the strength. Therefore, the cascade structure of the present invention can be applied to, for example, turbine rotor blades and stationary blades (turbine nozzles), reducing the strength of the passage vortex caused by the working fluid flow and reducing the secondary flow loss. It can be further reduced.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram showing a first embodiment of an evening bin cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 2 is a side view of the evening bin cascade structure as seen from the direction of arrows I-II in FIG.
  • FIG. 3 is a conceptual diagram showing a second embodiment of a turpin cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 4 is a side view of the turbine cascade structure as viewed from the direction of arrows IV-IV in FIG.
  • FIG. 5 is a conceptual diagram showing a third embodiment of the evening bin cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 6 is a side view of the turpin cascade structure seen from the direction of arrows VI-VI in FIG. FIG.
  • FIG. 7 is a conceptual diagram showing a fourth embodiment of a turbine cascade structure according to the present invention.
  • Fig. 8 is a side view of the turbine cascade structure as seen from the direction of arrows VI I I-VI II in Fig. 7
  • Fig. 9 is the fifth embodiment of the evening bin cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 10 is a side view of the evening pin cascade structure as viewed from the direction of arrows XX in FIG.
  • FIG. 11 is a conceptual diagram showing a sixth embodiment of the evening bin cascade structure according to the present invention, and FIG. 12 is viewed from the direction of the arrow XI I-XI I in FIG.
  • FIG. 3 is a side view of a turbine blade cascade structure.
  • FIG. 13 is a conceptual diagram showing a seventh embodiment of a turpin cascade structure according to the present invention.
  • ⁇ Fig. 14 is a turpin cascade structure as viewed from the direction of arrows XIV-XIV in Fig. 13.
  • FIG. 13 is a conceptual diagram showing a seventh embodiment of a turpin cascade structure according to the present invention.
  • ⁇ Fig. 14 is a turpin cascade structure as viewed from the direction of arrows XIV-XIV in Fig. 13.
  • FIG. 15 is a conceptual diagram showing an eighth embodiment of the turbine cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 16 is a turbine cascade structure as seen from the direction of arrows XVI-XVI in FIG. FIG.
  • FIG. 17 is a conceptual diagram showing the ninth embodiment of the evening bin cascade structure according to the present invention ( FIG. 18 is viewed from the direction of arrows XVI I I-XVI II in FIG. 17).
  • FIG. 6 is a side view of a bin cascade structure.
  • FIG. 19 is a conceptual diagram showing a tenth embodiment of a turbine cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 20 is a side view of the turpin cascade structure seen from the direction of arrows XX-XX in FIG. 19.
  • FIG. 21 is a concept showing the first embodiment of the turpin cascade structure according to the present invention. It is a figure.
  • FIG. 22 is a side view of the turbine cascade structure as viewed from the XXI ⁇ - ⁇ direction of FIG.
  • FIG. 23 is a conceptual diagram showing a 12th embodiment of a turpin cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 24 is a side view of the turbine cascade structure as viewed from the direction of the arrow ⁇ -XXIV in FIG.
  • FIG. 25 is a conceptual diagram showing the 13th embodiment of the turpin cascade structure according to the present invention.
  • FIG. 26 is a side view of the turbine cascade structure as seen from the direction of the arrow ⁇ -XXVI in FIG.
  • FIG. 27 is a conceptual diagram showing a conventional turpin cascade structure.
  • FIG. 28 is a diagram showing the secondary flow loss of the conventional turbine cascade structure.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram showing a first embodiment of a turbine blade cascade structure according to the present invention using a turbine blade as an example.
  • the turbine blade row structure relates to a row structure of a plurality of blades planted on a substantially flat wall surface 13 such as a turbine disk, for example, and is arranged along the circumferential direction.
  • Front edge 1 at the corner (root) between the front edges 12 a, 1 2 b of the one wing body 1 1 a and the other wing body 1 lb adjacent to each other and the wall 1 3 It has a structure characterized by the provision of covering parts (fillets) 14 a, 14 b extending from 2 a, 12 b to the upstream side of the working fluid.
  • the covering portions (fillets) 14 a and 14 b are provided so as to surround the front edges 12 a and 12 b of the wing bodies 11 a and ib.
  • the covering portions 14 a and 14 b are installed on the upstream side of the working fluid flow on the wall surface 1 3 from the 1 5 a and 15 b to the wing body 1 1 a and the front of the lib 1 2 a, 1 2 b high
  • the cross section in the vertical direction is formed as, for example, raised portions 16 a and 16 b raised in a concave curved surface, and the raised portions 16 a and 16 b are prepared separately in advance. It consists of any one of the following covering connection piece, integrally cut piece with frame lla, 1 1 b, and built-up part by welding.
  • the covering parts 14 a, 14 b which are formed as ridges 16 6 a, 16 b, having a concave curved cross section, are installed from the installation parts 15 a, 15 b to the front of the wing body: 11 a, lib
  • the distance to the edges 1 2 a, 1 2 b is L 0 and the distance from the wall surface 1 3 to the front edge 1 2 a, 1 2 b in the height direction is H o
  • the present embodiment extends from the leading edge 1 2 &, 1 2 b of the wing body 1 1 a, 1 113 toward the upstream side of the working fluid flow, and the cross section is the leading edge 1 2 a, 1 2.
  • the ridges 1 6 a, 1 413 formed as the concave curved ridges 14 a, 1 413 are used as the leading edges 1 2 of the wing bodies 1 1 &, 1 113 &, 1 2 b, which is configured to suppress the generation of horseshoe vortices by accelerating the flow of the working fluid with the covering parts 14 a, 14 b, so that the secondary flow loss is reduced by reducing the strength of the passage vortex Can be further reduced.
  • FIGS. 3 and 4 are conceptual diagrams showing a second embodiment of a turbine cascade structure according to the present invention using a turbine blade as an example.
  • Turbine blades according to the present embodiment are arranged in a substantially flat wall surface 13 such as a turbine disk and the like along the circumferential direction, as in the first embodiment.
  • Covering portions (fillets) 14 a and 14 b extending from the edges 1 2 a and 1 2 b toward the upstream side of the working fluid flow are provided, and the covering portions 14 a and 14 b are connected to the leading edge of the blade.
  • the cover portions 14 a and 14 b formed in a fan shape are respectively provided on the ventral sides 1 7 a and 17 b of the wing bodies 1 la and 1 1 b based on the stagnation point (the position where the working fluid collides with the leading edge).
  • the angle 0 is set in the range of 15 ° ⁇ 0 ⁇ ⁇ 6 0 °.
  • cover portions 14 a and 14 b formed in a fan shape are similar to those in the first embodiment as shown in FIG.
  • the cross section of the upstream side of the wall surface 1 3 from the 1 5 a, 15 b to the front edge of the wing body 1 1 a, lib 1 2 a, 1 2 b for example, Covered connection piece, wing body 1 1 a, which is formed as ridges 16 6 a and 16 b that are raised in a concave curved surface, and these ridges 16 a and 16 b are made separately in advance.
  • 1 1b Consists of one of the machined pieces and the built-up parts by welding.
  • the covering portions 14 a and 14 b formed on the raised portions 16 a and 16 b having a concave curved section are formed from the stationary portions 15 a and 1513 to the wing body 11 and the same as in the first embodiment. , 1 1 b leading edge 1 2 a, 1 2 b
  • the front edges 1 2 a and 1 2 b of the wing bodies 1 1 a and lib extend toward the upstream side of the working fluid flow, and the cross sections thereof are the front edges 1 2 a and 1 2 b.
  • the covered parts 14 a, 14 b formed as raised parts 1 6 a, 16 b raised in a concave curved surface form the wing body 1 1 a
  • the leading edge of the lib 1 2 a, 1 2 b and covering portions 14 a and 14 b are formed in a fan shape so as to cope with a wide variation in the incident angle of the working fluid to the leading edges 1 2 a and 1 2 b.
  • the turbine cascade structure according to the present embodiment is applied to an evening bin rotor blade, but is not limited to this example.
  • an evening pin nozzle static blade You may apply to.
  • the evening bin nozzle has the wing bodies 1 la and 11 b arranged in a row along the circumferential direction on the flat wall surface 13 b and the root side such as a diaphragm outer ring provided on the top side. It is supported by a flat wall surface 13 a such as a diaphragm inner ring provided.
  • the cascade structure in the present embodiment is that the front edge 1 2 &, 1 2 b of the blade body 1 1 a, 1 113 and the wall surface 13 14a 2 14 bi is provided at the corner with a, and the corner between the top side of the wing body 1 1 a, 1 1 b and the wall surface 1 3 b is formed as a fan-shaped covering 14 a 2 , 14 b 2 respectively.
  • the other components and the parts corresponding thereto are the same as those in the second embodiment, and the duplicate description is omitted.
  • the turbine nozzle blades 1 1 a and lib have leading edges 1 2 a and 1 2 b that extend from the root side and the top side toward the upstream side, respectively.
  • leading edges 1 2 a and 1 2 b that extend from the root side and the top side toward the upstream side, respectively.
  • a raised portion that is raised in the shape of a concave curve in the height direction of a, 12 b 1 6 a!
  • FIG. 7 and FIG. 8 are conceptual diagrams showing a fourth embodiment of a turpin cascade structure according to the present invention using an evening bin bucket as an example.
  • the turbine cascade structure according to this embodiment is similar to the first embodiment in the other cascade body adjacent to one blade body 1 1 a in the cascade structure planted on the wall surface 13 of the turbine disk or the like.
  • 1 1 b with each leading edge 1 2 a, 1 2 b and the wall 1 3 at the corners (roots) extend from the leading edges 1 2 a, 1 2 b to the upstream side,
  • covering parts 14 a and 1413 formed as ridges 16 a and 16 b raised in a concave curved surface in the height direction of the leading edges 1 2 a and 12 b are wing bodies 1 1 &, 1 113 is provided at the leading edge 1 2 &, 1 2 b, while the wall surface 1 3 supporting the wing body 1 1 a, 1 1 b is moved downward from the leading edge 1 2 a, 1 2 b toward the upstream side. It is formed on a linear inclined surface 19.
  • the wing bodies 1 1 1 a and 1 113 extend from the front wings 12 & and 1 2 b toward the upstream side, and the cross-sections are in the height direction of the front edges 1 2 a and 1 2 b.
  • the cover portions 14 a and 14 b formed as raised portions 1 6 a and 16 b that are raised in a concave curved surface shape are used as the front edge portions 12 & and 1 2 b of the wing bodies 1 1 a and 1 113, respectively.
  • the wall surface 1 3 that supports the wing body 1 1 a, 1 1 b is formed on the straight inclined surface 19 that descends right from the leading edge 1 2 a, 12 b toward the upstream side, and the covering portion 14 a, 14 b and inclined surface 19 Since the flow of working fluid is accelerated and the generation of horseshoe vortices is suppressed, the passage vortex strength is weakened to further reduce the secondary flow loss. Can do.
  • FIG. 9 and FIG. 10 show a turbine cascade according to the present invention using a turpin blade as an example. It is a conceptual diagram which shows 5th Embodiment of a structure. The same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals.
  • the turbine blade cascade structure has one blade body 1 1 a of a blade row planted on a wall surface 13 of a turbine disk or the like 1 1 a and the other blade body 1 adjacent to the blade body 1 1 a.
  • the covered parts 1 4 a, 14 b formed as raised parts 1 6 a, 16 b raised in a concave curved surface form the wing body 1 1 a , 1 113 provided on the leading edge 1 2 &, 1 2 b, while the wall surface 1 3 supporting the wing body 1 1 a, 1 1 b is located upstream from the middle part of the wing body 1 1 a, 1 1 b It is formed on the inclined curved surface 20 that descends to the right toward the 1 2 a and 1 2 b sides.
  • the present embodiment extends from the leading edge 1 2 a, 1 2 b of the wing body 1 1 a, lib toward the upstream side, and the cross section extends in the height direction of the leading edge 1 2 a, 1 2 b.
  • covering portions 14 a and 14 b formed as raised portions 16 a and 16 b raised in a concave curved surface are provided on the leading edge 1 2 a and 12 b of the wing body 1 1 a and lib
  • the wall 1 3 supporting the wing bodies 1 1 a and 1 1 b is inclined downwardly from the middle part of the wing bodies 1 1 a and 1 1 b toward the upstream leading edge 1 2 a and 12 b. It is formed on the curved surface 20, and the flow of the working fluid is accelerated by the covering parts 14a, 14b and the inclined curved surface 20, and the generation of the horseshoe vortex is suppressed. Flow loss can be further reduced.
  • FIG. 11 and FIG. 12 are conceptual diagrams showing a sixth embodiment of a turbine cascade structure according to the present invention using an evening pin rotor as an example.
  • the turbine blade cascade structure is, for example, one blade body 1 1 a of the blade cascade structure planted on the wall surface 13 such as an evening disk, and the other adjacent to the other.
  • the wings 1 1 b of the front wing 12 a, 1 2 b and the wall 1 3 at the corners of the wings 1 2 a, 1 2 b extend from the front edge to the upstream side, the cross section is the front edge 12 In the height direction of a, 1 2 b, for example, it is formed as raised parts 16 6 a, 16 b that are raised in a concave curved surface, and is fan-shaped with respect to the leading edges 12 a, 12 b
  • the covering parts 14 a and 14 b to be formed are provided on the leading edges 1 2 a and 1 2 b of the wing bodies 1 1 a and 1 1 b, while the wall surfaces 1 3 supporting the wing bodies 1 1 a and 1 1 b are installed on the front It is formed on a straight inclined surface 19 that descends
  • the wing body lla, 1 113 extends from the leading edges 1 2 &, 1 2 b toward the upstream side, and the cross section extends in the height direction of the leading edges 12 a, 12 b.
  • the covering portions 14 a and 14 b that form the raised portions 1 6 a and 16 b raised in a concave curved surface shape in a fan shape are attached to the front edge 1 2 a and 1 2 b of the wing body 1 1 a and lib
  • the wall surface 1 3 that supports the wing bodies 1 1 a and 1 1 b is formed on a straight inclined surface 19 that descends to the right from the leading edges 12 a and 12 b toward the upstream side.
  • FIGS. 13 and 14 are conceptual diagrams showing a seventh embodiment of a turpin cascade structure according to the present invention, which is an example of an evening bin nozzle (static blade).
  • the evening bin cascade structure has a wall surface 13 a such as a diaphragm outer ring provided on the top side of the evening bin nozzle and a diaphragm inner ring provided on the root side of the turpin nozzle.
  • a wall surface 13 a such as a diaphragm outer ring provided on the top side of the evening bin nozzle and a diaphragm inner ring provided on the root side of the turpin nozzle.
  • 1 1 a a, 1 113 b leading edge 1 2 &, 1 2 b top and root sides and wall 1 3 a, 13 b 14 a 2 , 14 b 1 ; 14 b 2 are provided at the corners of each of these.
  • 14 a 14 a 2) 14 b 1 ; 14 b 2 is the upstream side from the top side and the root side of the leading edges 1 2 a and 12 b of the turbine nozzle blades 1 1 a and 1 1 b Extending in the direction of the cross section of the leading edge 1 2 a, 1 2 b in the height direction, for example, a raised portion that is raised in a concave curved shape 1 6 a 16a 2) 1 6 b l5 16 b 2
  • the ridges 1 6 a 16 a 2 , 1 6 b 1, 16 b 2 are fan-shaped by coping with the wide fluctuation of the incident angle of the working fluid to the leading edges 1 2 a and 1 2 b. Yes.
  • the wall surface 1 3 a on the root side is connected to the upstream side from the front wing 12 a and 1 2 b. It is formed on the inclined surface 1 9 a in a straight line downward to the right, and the wall surface 1 3 b on the top side is also a straight inclined surface on the upper right from the leading edge 1 2 a, 1 2 toward the upstream side 19 formed in b.
  • the present embodiment extends from the top side and the root side of the leading edge 1 2 a and 1 2 b of the wing body 1 1 a and lib toward the upstream side. 2 a, 1 2 b
  • the raised part 1 6 a 1 16 a 2 , 1 6 b 1 ; 1 6 b 2 fan-shaped covering 14 a 1 14 a 2 , 14 b 1 ; 1 4 b 2 is provided on the front edge 1 2 a, 12 b of the wing body 1 1 a, lib, and the covering part 14 a, 14 a 2 , 14 b 14 b 2 is formed in a fan shape in response to a wide variation in the incident angle to the leading edges 1 2 a and 1 2 b of the working fluid.
  • the wall surface 1 3 a on the root side is turned right from the leading edge 12 a and 1 2 b toward the upstream side.
  • Downward straight inclined surface 19 a is formed, and the top wall surface 13 b is formed as an upper right straight inclined surface 19 b from the leading edges 12 a and 12 b to the upstream side.
  • 14a 2 , 14 b 1 ; 14 b 2 and inclined surfaces 19 a, 19 accelerate the flow of the working fluid to form the horseshoe vortex.
  • the front edge 1 2 a, 1 2 b is tightened from a distance to suppress the generation of horseshoe vortices and the boundary layer is thinned, the strength of the passage vortex is weakened, and the base of the wing body 1 1 a, 1 1 b The secondary flow loss on the part side and the top part side can be further reduced.
  • the wall surface 1 3 a on the root portion side is upstream from the leading edges 1 2 a and 1 2 b.
  • a straight inclined surface descending to the right toward the side 19 9 a is formed, and the top wall 13 3 b is formed from the front edge 1 2 a, 1 2 b toward the upstream side to the upper right linear shape.
  • the present invention is not limited to this example. As shown in FIGS.
  • FIGS. 19 and 20 are conceptual diagrams showing a tenth embodiment of a turbine cascade structure according to the present invention, which is an example of an evening bin rotor blade.
  • the turpin cascade structure according to the present embodiment is similar to the second embodiment, for example, the other wing body adjacent to one wing body 11a of the wing train planted on the wall surface 13 such as a turbine disk.
  • leading edge 1 2 a extends from the upstream side to the upstream side, and the cross section is formed in the height direction of the leading edges 1 2 a, 1 2 b, for example, as raised portions 16 6 a, 16 b raised in a concave curved surface, And leading edge 1 2 a,
  • 1 2 b fan-shaped covering parts 14 a and 14 b are provided on the front edge 1 2 a and 12 b of the wing body 1 1 a and lib, while supporting the wing bodies 1 1 1 a and 1 1 b
  • the wall surface 1 3 is formed on the inclined curved surface 20 that descends from the middle part of the leading edges 1 2 &, 1 2 b of the wing body 1 la, 1 113 toward the upstream leading edges 1 2 a, 1 2 b Is.
  • the present embodiment extends from the leading edges 1 2 a and 1 2 b of the wing bodies 1 1 a and lib toward the upstream side, and the cross section extends in the height direction of the leading edges 1 2 a and 1 2 b.
  • the ridges 1 6 a and 14 b formed in a fan shape on the raised parts 1 6 a and 16 b raised in a concave curved surface form the wing body 1 1 a and the leading edge of the lib 1 2 a and 1 2
  • the wall surface 1 3 that supports the wing bodies 1 1 a and 1 1 b is placed to the right of the upstream front edges 1 2 a and 1 2 b from the middle part of the wing bodies 1 1 a and 1 1 b.
  • the turbine cascade structure which concerns on this embodiment is applied to the evening bin rotor blade, you may apply not only to this example but to a turbine nozzle (static blade).
  • the evening bin nozzle is connected to the base side of the leading edges 12 a, 1 2 b of the wing bodies 1 1 a, 1 1 b and the wall surface 1 3 a 14 a 1 14 bi is formed at the corner of the blade, and the fan-shaped covering 14 a is also provided at the corner between the top side of the wing body 1 1 a, 1 1 b and the wall surface 1 3 b. 2 and 14 b 2 are provided.
  • the turbine nozzle according to the present embodiment is configured so that both ends of the blade body 1 1 a, 1 l b
  • the wall surface 1 3 b of the wall surfaces 1 3 a, 1 3 b on the root side and the top side for example, as shown in FIG. 2 1 and FIG. 22, between the wing bodies 1 1 a, 1 1 b It may be formed on the inclined surfaces 20 a and 20 b on the right-down and upper-right sides toward the front edge 1 2 a and 1 2 b upstream from the part. As shown in the figure, out of the wall surfaces 1 3 a and 1 3 b that support the wing bodies 1 1 a and 1 1 b, the wall surface 1 3 a on the root side is placed between the wing bodies 1 1 a and 1 1 b.
  • Upstream leading edge from the part 1 2 a, 1 2 b slope toward the right It may be formed on the curved surface 20 a, and as shown in FIGS. 25 and 26, of the wall surfaces 1 3 a and 1 3 b that support the wing bodies 1 1 a and 1 1 b,
  • the wall surface 1 3 a on the root side is formed on the inclined curved surface 20 a which is descending to the right from the middle part of the wing body 1 1 a, 1 1 b toward the upstream leading edge 1 2 a, 1 2 b.
  • the top wall surface 13 b may be formed as a linear inclined surface 19 on the upper right from the front edges 12 a and 12 b toward the upstream side.
  • the covering portion covering the corner portion between the blade body and the wall surface is formed as a raised portion having a curved cross section, and the installation portion of the raised portion is extended toward the upstream side. Since the curved surface ridge with a large surface area and a large surface area accelerates the flow of the working fluid and suppresses the generation of horseshoe vortices from the leading edge of the wing body, the strength of the passage vortex
  • the cascade structure of the present invention can be applied to, for example, turbine blades and stationary blades (evening bin nozzles), and can be reduced by operating fluid flow. It is an invention that can be used industrially, for example, by reducing the strength of the passage vortex and further reducing the secondary flow loss.

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Abstract

　本発明に係るタービン翼列構造は、複数個の翼を壁面上に周方向に沿って列状に配置したタービンの翼列構造であって、壁面に支持された各翼体の作動流体流に対向する前縁部と前記壁面との間の角部に、作動流体流の上流側に向って延びる被覆部を設けた構造である。この翼列構造によれば、翼体の前縁への作動流体の入射角が変動しても二次流れに基づく二次流れ損失の低減化が図れる。

Description

明 細 書 タービン翼列構造 技術分野
本発明は、 タービン翼列構造に係り、 特に翼体の根元部 （翼ルート部） および翼 頂部 （翼チップ部） のうち、 少なくともいずれか一方に改良を加えて作動流体の二 次流れに基づく二次流れ損失の低減化を図るタービン翼列構造に関する。 背景技術
最近の蒸気ターピンやガスタービン等の軸流流体機械では、 翼列性能の強化が見 直されており、 その一つに作動流体の二次流れに基づく二次流れ損失の低減化があ る。
この二次流れに基づく二次流れ損失は、 翼型の形状によって定まるプロファイル 損失に匹敵するほど大きな損失になっている。
ここに、 二次流れは、 以下に示すメカニズムに基づいて発生するものと考えられ ている。
第 2 7図は、 例えば、 文献 「ガスタービンの基礎と実際」 （三輪著、 平成元年 3 月 1 8日発行、 （株） 成文堂書店、 1 1 9ページ） から引用した二次流れの発生メ 力二ズムを説明する概念図である。
なお、 第 2 7図は、 タービンノズルを例示とするものであり、 翼体の後縁側から 見た概念図である。
第 2 7図で示した一方の翼体 1 aと隣接する他方の翼体 1 bとで形成する翼列と、 翼体 l a , 1 bの頂部と根元部とを支持する壁面 3 a , 3 bとの間に設けられた流 路 4に流入する作動流体、 例えば蒸気は、 流路 4を通過するとき、 円弧状に曲げら れて次の翼列に流入する。
このとき、 隣接する他方の翼体 1 bの背側 5から一方の翼体 1 aの腹側 6に向つ て遠心力が発生する。 この遠心力とバランスさせるために、 一方の翼体 l aの腹側 6の静圧は高くなつている。 反面、 隣接する他方の翼体 1 bの背側 5は、 作動流体 の流速が大きいため、 静圧が低くなつている。
このため、 流路 4には、 一方の翼体 1 aの腹側 6から隣接する他方の翼体 1 bの 背側 5に向って圧力勾配が生じる。 この圧力勾配は、 翼体 l a， l bの根元部側お よび頂部側のそれぞれに生成される境界層にも生じている。
しかし、 境界層は、 流速が遅く、 遠心力も小さいため、 一方の翼体 l aの腹側 6 から隣接する他方の翼体 1 bの背側 5への圧力勾配に抗しきれず、 腹側 6から背側 5に向って流れる、 いわゆる作動流体の二次流れが生じる。 この二次流れには、 作 動流体が翼体 l a, l bの前縁 7 a, 7 bに衝突したときに生成される、 いわゆる 馬蹄渦 （馬蹄形状渦） 8 a, 8 bの一部が含まれている。
馬蹄渦 8 a， 8 bは、 流路 4を横切って隣接する翼体 1 bの背側 5に向ってパッ セージ渦 9となって流れ、 隣接する他方の翼体 1 bの背側 5に至るとき、 コーナ渦 10と干渉しながら境界層を巻き上げる。 これが、 いわゆる二次流れ渦である。 この二次流れ渦は、 主流 （駆動流体） の流れを乱し、 翼列効率低下の要因になつ ていた。
第 28図は、 この作動流体の二次流れが翼列効率低下にどのような影響を与えて いるかを 3次元数値流体解析から得た損失線図である。 なお、 図中、 縦軸は翼体の 高さを、 また、 横軸は全圧をそれぞれ示している。
3次元数値流体解析から、 翼根元部および翼頂部のそれぞれの側には、 一方の翼 体 1 aの腹側 6から隣接する他方の翼体 1 bの背側 5に向って流れるいわゆる二次 流れの発生していることが認められた。
また、 3次元数値流体解析を仔細に観察してみると、 上述のパッセージ渦 9 a, 9 bが隣接する他方の翼 1 bで巻き上がることによって生じる二次流れ渦と、 もと もと翼体 l a， l bの前縁 7 a, 7 bで衝突して生成され、 背側 5に沿って流れる 馬蹄渦 8 a, 8 bとが合流する領域 （第 28図中の A領域、 B領域） で著しく全圧 損失が大きくなつていることもわかった。
このように、 二次流れのメカニズムが究明され、 二次流れのメカニズムの究明に 伴って二次流れに基づく翼列の効率低下を抑制する技術として、 例えば、 特開平 1 - 1 06903号公報、 特開平 4一 1 24406号公報、 特開平 9— 1 1 2203 号公報、 特開 2000— 230403号公報等、 数多くの技術が開示されている。 最近、 翼体 l a， l bの前縁 7 a, 7 bと壁面 3 a， 3 bとの接続部分の周囲の 淀み領域に嘴 （c u s p) 状の突出し片を設けてパッセージ渦 9 a, 9 bの強さを 抑制して二次流れ損失の低減化を図った技術が米国特許第 6, 419, 446号明 細書に開示されている。
翼体 l a， l bの前縁 7 a, 713と壁面3 &， 3 bとの接続部分の周囲の淀み領 域に嘴状の突出し片を設けると、 この部分で作動流体が加速され、 加速された作動 流体の流れにより馬蹄渦 8 a， 8 bが打ち消され、 パッセージ渦 9 a, 9 bの強さ が弱まることが文献 「Controlling Secondary-Flow Structure by Leading- Edge Airfoil Fillet and Inlet Swirl to Reduce Aero - dynamic Loss and Surface Heat Transfers (Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002, June 3-6, 2002 Amsterdam the Netherlands, GT-2002- 30529)で報告されている。
また、 この文献によれば、 丸みを帯びた （ラウンド型） カスプ状の突出し片の効 果にも言及しており、 カスプ状の突出し片は、 馬蹄渦 8 a, 8 bを翼体 l a， l b の前縁 7 a， 7 bから遠ざける作用を備えているので、 パッセージ渦 9 a, 9 bの 強さを弱め、 翼列損失の低減化を図ることができるが、 この条件としてラウンド型 カスプ状の突出し片の稜線 （分離線） と作動流体の淀み点 （作動流体の翼体の前縁 への衝突部分） とが一致していることが必要である、 と報告されている。
しかし、 作動流体の翼体 l a， l bへの流入は、 負荷 （出力） の変動に伴って流 量が増減するので、 その入射角を制御することが難しい。 特に、 起動運転時や部分 負荷運転時では、 作動流体の入射角の制御が難しい。
このため、 上述の米国特許第 6, 41 9, 466号明細書に記載された技術より も適用範囲をより一層広くし、 作動流体の流量変動があり、 ラウンド型カスプ状の 突出し片の稜線と作動流体の淀み点とがー致しない場合であっても二次流れ損失の 低減が図れるタービン翼列の実現が望まれていた。
本発明は、 このような事情に基づいてなされたものであり、 作動流体の流量が変 動し、 これに伴って作動流体の翼体の前縁への入射角が変動しても二次流れに基づ く二次流れ損失の低減化が図れるタービン翼列構造を提供することを目的とする。 発明の開示
本発明に係るタービン翼列構造は、 上述の目的を達成するために、 複数個の翼を 壁面上に周方向に沿って列状に配置し、 壁面に支持された各翼体の作動流体流に対 向する前縁部と前記壁面との間の角部に、 作動流体流の上流側に向って延びる被覆 部を設けたを特徴とする。
また、 上記観点における好適な実施例では、 前記被覆部は、 翼体の根元部側およ び頂部側のうち、 少なくともいずれか一方に設けられている。
前記被覆部は、 上流側から翼体の前縁の高さ方向に向って隆起部として形成する ことができる。 前記隆起部は、 上流側の据部分から翼体の前縁の高さ方向に向って 凹曲面状に形成できる。 前記凹曲面状に形成した隆起部は、 上流側の据部分から翼体の前縁に向う距離を L oとし、 壁面から前記前縁の高さ方向に向う距離を H oとするとき、 距離 L oは、 L o = ( 2〜 5 ) H oの範囲に設定するとともに、 前記壁面から前記前縁の高さ方 向に向う距離 H oは、 作動流体の境界層の厚さを Tとするとき、 H o = ( 0 . 5〜 2 . 0 ) Tの範囲に設定したことを特徴とする。
また、 前記凹曲面状に形成した隆起部は、 翼体の前縁に衝突する作動流体の淀み 点を基準に前記翼体の腹側およぴ背側のそれぞれに向って延びる扇状に形成しても 良い。 前記扇状に形成した隆起部は、 翼体の前縁に衝突する作動流体の淀み点を基 準として角度 0に振り分けるとき、 その角度 0は、 0 = ± 1 5 ° ~ ± 6 0 ° の範囲 に設定できる。
前記被覆部は、 上流側から翼体の前縁の高さ方向に向って隆起部として形成する とともに、 前記隆起部を予め別体として作製しておいた被覆接続片、 前記翼体との 一体削り出し片および溶接施工による肉盛部のうち、 いずれかを選択して構成する ことができる。
さらにまた、 前記翼体は、 翼体の根元部側および頂部側のうち、 少なくともいず れか一方において前記壁面に支持されるようにしても良い。
前記翼体はその根元部側で前記壁面で支持されており、 前記壁面を翼体の前縁か ら上流側に向って右下りの直線状の傾斜面に形成しても良い。 前記翼体はその根元 部側で前記壁面で支持されており、 前記壁面を翼体の中間部分から上流の前縁側に 向って右下りの傾斜曲面に形成しても良い。
前記翼体はその根元部側および頂部側で前記壁面で支持されており、 前記壁面を 翼体の前縁から上流側に向って右下りの直線状の傾斜面および右上りの直線状の傾 斜面のそれぞれに形成しても良い。 また、 前記翼体はその根元部側および頂部側で 前記壁面で支持されており、 前記壁面を翼体の中間部分から上流の前縁側に向って 右下りの傾斜曲面および右上りの傾斜曲面に形成しても良い。
さらにまた、 前記翼体はその根元部側および頂部側で前記壁面で支持されており、 前記壁面を翼体の根元部側を支持する壁面を前記翼体の中間部分から上流の前縁側 に向って右下りの傾斜曲面に形成するとともに、 前記翼体の頂部側を支持する壁面 を翼体の前縁から上流側に向って右上りの直線状の傾斜面に形成しても良い。
また、 前記翼体を支持する壁面は平坦に形成されていることを特徴とする。
上述した本発明に係るタービン翼列構造によれば、 翼体と壁面との角部に覆設し た被覆部を断面が曲面状の隆起部として形成し、 この隆起部の据部分を上流側に向 つて延ばして表面積を広くし、 表面積を広くした前記曲面状の隆起部で作動流体の 流れを加速させて前記翼体の前縁からの馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、 パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。 従 つて、 本発明の翼列構造は、 例えば、 タービンの動翼、 およぴ静翼 （タービンノズ ル） に適応しえ、 作動流体流によるパッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をよ り一層低減させることができる。
以下、 添付図面の好適な実施例参照の下、 本発明は更に詳しく説明される。 図面の簡単な説明
第 1図は、 本発明に係る夕一ビン翼列構造の第 1実施形態を示す概念図である。 第 2図は、 第 1図の I I- I I矢視方向から見た夕一ビン翼列構造の側面図である。 第 3図は、 本発明に係るターピン翼列構造の第 2実施形態を示す概念図である。 第 4図は、 第 3図の IV-IV矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図である。 第 5図は、 本発明に係る夕一ビン翼列構造の第 3実施形態を示す概念図である。 第 6図は、 第 5図の VI-VI矢視方向から見たターピン翼列構造の側面図である。 第 7図は、 本発明に係るタービン翼列構造の第 4実施形態を示す概念図である。 第 8図は、 第 7図の VI I I- VI I I矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図である < 第 9図は、 本発明に係る夕一ビン翼列構造の第 5実施形態を示す概念図である。 . 第 1 0図は、 第 9図の X-X矢視方向から見た夕一ピン翼列構造の側面図である。 第 1 1図は、 本発明に係る夕一ビン翼列構造の第 6実施形態を示す概念図である, 第 1 2図は、 第 1 1図の XI I-XI I矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図であ る。
第 1 3図は、 本発明に係るターピン翼列構造の第 7実施形態を示す概念図である < 第 1 4図は、 第 1 3図の XIV- XIV矢視方向から見たターピン翼列構造の側面図であ る。
第 1 5図は、 本発明に係るタービン翼列構造の第 8実施形態を示す概念図である, 第 1 6図は、 第 1 5図の XVI- XVI矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図であ る。
第 1 7図は， 本発明に係る夕一ビン翼列構造の第 9実施形態を示す概念図である ( 第 1 8図は、 第 1 7図の XVI I I- XVI I I矢視方向から見た夕一ビン翼列構造の側面図 である。
第 1 9図は, 本発明に係るタービン翼列構造の第 1 0実施形態を示す概念図であ る。
第 20図は、 第 19図の XX- XX矢視方向から見たターピン翼列構造の側面図である 第 2 1図は、 本発明に係るターピン翼列構造の第 1 1実施形態を示す概念図であ る。
第 22図は、 第 21図の XXI Ι-ΧΧΠ矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図で ある。
第 23図は、 本発明に係るターピン翼列構造の第 1 2実施形態を示す概念図であ る。
第 24図は、 図 23の Πΐν-XXIV矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図であ る。
第 25図は、 本発明に係るターピン翼列構造の第 1 3実施形態を示す概念図であ る。
第 26図は、 図 25の Πνΐ-XXVI矢視方向から見たタービン翼列構造の側面図であ る。
第 27図は、 従来のターピン翼列構造を示す概念図である。
第 28図は、 従来のタービン翼列構造の二次流れ損失を示す線図である。 発明を実施するための最良の形態
以下、 本発明に係るターピン翼列構造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。
第 1図は、 タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列構造の第 1実施 形態を示す概念図である。
本実施形態に係るタービン翼列構造は、 例えば、 タービンディスク等のほぼ平坦 に形成された壁面 1 3に植設された複数個の動翼の列状構造に係り、 周方向に沿つ て列状に配置された一方の翼体 1 1 aと隣接する他方の翼体 1 l bとのそれぞれの 前縁 12 a, 1 2 bと、 壁面 1 3との角部 （根元部） に前縁 1 2 a, 1 2 bから作 動流体の上流側に向って長く延びる被覆部 （フィレット） 14 a, 14 bを設けた 事とに特徴を有する構造を備えたものである。
上記の被覆部 （フィレット） 14 a, 14 bは、 翼体 1 1 a, l i bの前縁 12 a, 12 bを囲うように覆設される。
被覆部 14 a, 14 bは、 第 2図に示すように、 壁面 1 3における作動流体流の 上流側の据部分 1 5 a, 1 5 bから翼体 1 1 a, l i bの前緣 1 2 a, 1 2 bの高 さ方向に向って断面が、 例えば、 凹曲面状に隆起された隆起部 1 6 a, 1 6 bとし て形成され、 この隆起部 1 6 a， 1 6 bは予め別体で作製しておいた被覆接続片、 冀体 l l a， 1 1 bとの一体削り出し片、 溶接施工による肉盛部のうち、 いずれか で構成される。
また、 断面が凹曲面状の隆起部 1 6 a, 1 6 bとして形成する被覆部 14 a, 1 4 bは、 据部分 1 5 a, 1 5 bから翼体: 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bに向 う距離を L 0とし、 壁面 1 3から前縁 1 2 a, 1 2 bの高さ方向に向う距離を H o とするとき、 距離 L oを、 L o= (2〜5) Hoとするとともに、 壁面 1 3から高 さ方向に向う距離 Hoを境界層の厚さ Tを勘案して、 Ho= (0. 5-2. 0) T、 程度の範囲に設定される。 '
このように、 本実施形態は、 翼体 1 1 a, 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bから作動 流体流の上流側に向って延び、 断面が、 前縁 1 2 a, 1 2 bの高さ方向に向って例 えば凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a, 1 6 bとして形成した被覆部 14 a, 1 413を翼体1 1 &， 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bに設け、 この被覆部 14 a， 14 bで作動流体の流れを加速させ、 馬蹄渦の生成を抑制する構成したので、 パッセ一 ジ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
第 3図および第 4図は、 タービン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列構 造の第 2実施形態を示す概念図である。
なお、 第 1実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼.列構造は、 第 1実施形態と同様に、 例えば、 タ一ビ ンディスク等のほぼ平坦に形成された壁面 1 3に植設するとともに、 周方向に沿つ て列状に配置された翼列の一方の翼体 1 1 aと隣接する他方の翼体 1 l bとのそれ ぞれの前縁 1 2 a, 1 2 bと壁面 1 3との角部に前縁 1 2 a， 1 2 bから作動流体 流の上流側に向って長く延びる被覆部 （フィレット） 14 a， 14 bを設けるとと もに、 この被覆部 14 a, 14 bを翼の前縁 1 2 a， 1 2 bに対し、 翼体 1 1 a , 1 11)の腹側1 7 &， 1 7 bおよび背側 1 8 a, 1 8 bのそれぞれに向って延びる 扇状に形成したものである。
扇状に形成した被覆部 14 a, 14 bは、 淀み点 （作動流体が前縁に衝突する位 置） を基点に翼体 1 l a, 1 1 bのそれぞれの腹側 1 7 a, 17 bおよび背側 18 a， 1 8 bに向って角度 Θを振り分けるとき、 その角度 0を、 士 1 5° ≤0≤±6 0° の範囲に設定したのである。
また、 扇状に形成した被覆部 14 a, 14 bは、 第 1実施形態と同様に、 第 4図 に示すように、 壁面 1 3における上流側の据部分 1 5 a, 1 5 bから翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bの高さ方向に向って断面が、 例えば凹曲面状に隆起さ せた隆起部 1 6 a， 1 6 bとして形成され、 この隆起部 1 6 a， 1 6 bを予め別体 で作製しておいた被覆接続片、 翼体 1 1 a， 1 1 bとの一体削り出し片、 溶接施工 による肉盛部のうち、 いずれかで構成される。
また、 断面が凹曲面状の隆起部 1 6 a， 16 bに形成する被覆部 14 a， 14 b は、 第 1実施形態と同様に、 据部分 1 5 a， 1 513から翼体1 1 &， 1 1 bの前縁 1 2 a, 1 2 bに向う距離を L oとし、 壁面 1 3からの高さ方向に向う距離を H o とするとき、 距離を L o= (2〜5) Hoとするとともに、 壁面 1 3から高さ方向 に向う距離 Hoを境界層の厚さ Tを勘案して、 Ho= (0. 5〜2. 0) T、 程度 の範囲に設定される。
このように、 本実施形態は、 翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bから作動 流体流の上流側に向って延び、 断面が、 前縁 1 2 a， 1 2 bの高さ方向に向って例 えば凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a, 16 bとして形成する被覆部 14 a, 1 4 bを翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bに設けると共に、 被覆部 14 a , 14 bを、 作動流体の、 前縁 1 2 a， 1 2 bへの入射角の広い変動に対処させて扇 状に形成し、 被覆部 14 a， 14 bで作動流体の流れを加速させる一方、 馬蹄渦を 前縁 12 a， 1 2 bから遠からしめ、 馬蹄渦の生成を抑制し、 境界層を薄くする構 成にしたので、 パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させるこ とができる。
なお、 本実施形態に係るタービン翼列構造は、 夕一ビン動翼に適用したが、 この 例に限らず、 例えば、 第 5図および第 6図に示すように、 夕一ピンノズル （静翼） に適用してもよい。
すなわち、 夕一ビンノズルは、 周方向に沿って列状に配置する翼体 1 l a, 1 1 bを、 頂部側に設けたダイアフラム外輪等の平坦に形成された壁面 1 3 bと根元部 側に設けたダイアフラム内輪等の平坦に形成された壁面 13 aとで支持している。 このような構成を備えたタービンノズル （静翼） に対し、 本実施形態における翼 列構造は、 翼体 1 1 a, 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bの根元部側と壁面 13 aとの 角部に扇状に形成する被覆部 14 aい 14 b iを設けるとともに、 翼体 1 1 a, 1 1 bの頂部側と壁面 1 3 bとの角部を扇状の被覆部 14 a 2, 14 b2をそれぞれ設 けたものである。 なお、 他の構成要素およびそれに対応する部分は、 第 2実施形態 と同一になっているので、 重複説明を省略する。 このように本実施形態は、 タービンノズルの翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bにおける根元部側および頂部側のそれぞれから上流側に向って延び、 断面が 前縁 12 a, 12 bの高さ方向に向って例えば凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a ！, 16 a 2) 16 b !, 1 6 b2として形成した被覆部 14 aい 14 a 2, 14 b 1； 14132を翼体1 1 &, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bに設けるとともに、 被覆部 1 4 a 1； 14 a 2, 14 b 1； 14 b 2を、 作動流体の、 前縁 12 a , 1 2 bへの入射 角の広い変動に対処させて扇状に形成し、 被覆部 14 aい 14 a 2, 14 b 1； 1 4 b 2で作動流体を加速させる一方、 馬蹄渦を前縁 1 2 a, 1 2 bから遠からしめ、 馬蹄渦の生成を抑制し、 境界層を薄くする構成としたので、 パッセージ渦の強さを 弱め二次流れ損失をより一層低減させることができる。
第 7図および第 8図は、 夕一ビン動翼を例示とする本発明に係るターピン翼列構 造の第 4実施形態を示す概念図である。
なお、 第 1実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列構造は、 第 1実施形態と同様に、 タービンデイス ク等の壁面 1 3に植設された翼列構造中一方の翼体 1 1 aと隣接する他方の翼体 1 1 bとのそれぞれの前縁 1 2 a， 1 2 bと壁面 1 3との角部 （根元部） に前縁 1 2 a, 1 2 bから上流側に向って長く延び、 断面が、 前縁 1 2 a， 12 bの高さ方向 に向って例えば、 凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a， 1 6 bとして形成した被覆 部 14 a， 1413を翼体1 1 &， 1 113の前縁部1 2 &， 1 2 bに設ける一方、 翼 体 1 1 a, 1 1 bを支持する壁面 1 3を前縁 1 2 a， 1 2 bから上流側に向って右 下りの直線状の傾斜面 1 9に形成したものである。
なお、 他の構成要素およびそれに対応する部分は、 第 1実施形態と同一になつて いるので重複説明を省略する。
このように、 本実施形態は、 翼体 1 1 a， 1 113の前緣12 &， 1 2 bから上流 側に向って延び、 断面が、 前縁 1 2 a， 1 2 bの高さ方向に向って例えば、 凹曲面 状に隆起させた隆起部 1 6 a, 1 6 bとして形成した被覆部 14 a, 14 bを翼体 1 1 a, 1 113の前縁部12 &， 1 2 bに設ける一方、 翼体 1 1 a, 1 1 bを支持 する壁面 1 3を前縁 1 2 a, 12 bから上流側に向って右下りの直線状の傾斜面 1 9に形成し、 被覆部 14 a, 14 bおよび傾斜面 1 9で作動流体の流れを加速させ、 馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、 パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損 失をより一層低減させることができる。
第 9図および第 1 0図は、 ターピン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼列 構造の第 5実施形態を示す概念図である。 . なお、 第 1実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列構造は、 第 1実施形態と同様に、 タービンデイス ク等の壁面 1 3に植設された翼列の一方の翼体 1 1 aと隣接する他方の翼体 1 1 b とのそれぞれの前縁 12 a, 1 2 bと壁面 1 3との角部 （根元部） に前縁 1 2 a, 1 2 bから上流側に向って長く延び、 断面が前縁 1 2 a, 1 2 bの長さ方向に向つ て、 例えば、 凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a, 1 6 bとして形成した被覆部 1 4 a, 14 bを翼体 1 1 a, 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bに設ける一方、 翼体 1 1 a, 1 1 bを支持する壁面 1 3を翼体 1 1 a, 1 1 bの中間部分から上流の前縁 1 2 a, 1 2 b側に向って、 右下りの傾斜曲面 20に形成したものである。
なお、 他の構成要素およびそれに対応する部分は、 第 1実施形態と同一になって いるので、 重複説明を省略する。
このように、 本実施形態は、 翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bから上流 側に向って延び、 断面が前縁 1 2 a, 1 2 bの高さ方向に向って、 例えば、 凹曲面 状に隆起させた隆起部 16 a, 1 6 bとして形成した被覆部 14 a， 14 bを翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 12 bに設ける一方、 翼体 1 1 a , 1 1 bを支持す る壁面 1 3を翼体 1 1 a， 1 1 bの中間部分から上流の前縁 1 2 a, 12 b側に向 つて、 右下りの傾斜曲面 20に形成し、 被覆部 14 a, 14 bおよび傾斜曲面 20 で作動流体の流れを加速させ、 馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、 パッセ一 ジ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができる。
第 1 1図および第 12図は、 夕一ピン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼 列構造の第 6実施形態を示す概念図である。
なお、 第 2実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るタービン翼列構造は、 第 2実施形態と同様に、 例えば、 夕ービ ンディスク等の壁面 13に植設された翼列構造の一方の翼体 1 1 aと隣接する他方 の翼体 1 1 bとのそれぞれの前緣 12 a, 1 2 bと壁面 1 3との角部に前縁 1 2 a, 1 2 bから上流側に向って長く延び、 断面が前縁 12 a, 1 2 bの高さ方向に向つ て、 例えば、 凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a, 1 6 bとして形成し、 かつ前縁 12 a, 1 2 bに対し、 扇状に形成する被覆部 14 a, 14 bを翼体 1 1 a, 1 1 bの前縁 1 2 a， 1 2 bに備える一方、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持する壁面 1 3を 前縁 1 2 a, 1 2 bから上流側に向って右下りの直線状の傾斜面 19に形成したも のである。 なお、 他の構成要素およびそれに対応する部分は、 第 2実施形態と同一になって いるので、 重複説明を省略する。
このように、 本実施形態は、 翼体 l l a， 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bから上流 側に向って延び、 断面が前縁 12 a, 1 2 bの高さ方向に向って、 例えば、 凹曲面 状に隆起させた隆起部 1 6 a, 1 6 bを扇状に形成する被覆部 14 a， 14 bを翼 体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bに備える一方、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持 する壁面 1 3を前縁 12 a, 12 bから上流側に向って、 右下りの直線状の傾斜面 1 9に形成し被覆部 14 a, 14 bおよび傾斜面 1 9で作動流体の流れを加速させ 馬蹄渦を前緣 1 2 a, 1 2 bから遠からしめ、 馬蹄渦の生成を抑制し、 境界層を薄 くする構成にしたので、 パッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減 させることができる。
第 1 3図および第 14図は、 夕一ビンノズル （静翼） を例示とする本発明に係る ターピン翼列構造の第 7実施形態を示す概念図である。
なお、 第 1実施形態および第 3実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号 を付す。
本実施形態に係る夕一ビン翼列構造は、 第 3実施形態と同様に、 夕一ビンノズル の頂部側に設けたダイヤフラム外輪等の壁面 1 3 aとターピンノズルの根元部側に 設けたダイアフラム内輪等の壁面 1 3 bとで支持させた翼列構造における翼体 1 1 a， 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bの頂部側および根元部側のそれぞれと壁面 1 3 a, 13 bのそれぞれとの角部に被覆部 14 aい 14 a 2, 14 b 1； 14 b2を設けた ものである。
被覆部 14 a 14 a 2) 14 b 1； 14 b 2はタービンノズルの翼体 1 1 a， 1 1 bの前縁 1 2 a, 12 bにおける頂部側および根元部側のそれぞれから上流側に 向って延び、 断面が、 前縁 1 2 a， 1 2 bの高さ方向に向って、 例えば凹曲面状に 隆起させた隆起部 1 6 aい 16 a 2) 1 6 b l5 16 b 2として形成させるとともに、 作動流体の前縁 1 2 a， 1 2 bへの入射角の広い変動に対処させて隆起部 1 6 a 16 a 2, 1 6 b 1； 16 b 2を扇状に形成させている。
また、 本実施形態は、 翼体 1 1 a, 1 1 bを支持する壁面 1 3 a, 1 3 bのうち、 根元部側の壁面 1 3 aを前緣 12 a, 1 2 bから上流側に向って右下りの直線状に 傾斜面 1 9 aに形成するとともに、 頂部側の壁面 1 3 bも前縁 1 2 a, 1 2 から 上流側に向って右上りの直線状の傾斜面 19 bに形成されている。
なお、 他の構成要素およびそれに対応する部分は、 第 1実施形態および第 3実施 形態と同一になっているので、 重複説明を省略する。
. このように、 本実施形態は、 翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bにおける 頂部側および根元部側のそれぞれから上流側に向って延び、 断面が、 前縁 1 2 a， 1 2 bの高さ方向に向って、 例えば凹曲面状に隆起させた、 隆起部 1 6 aい 1 6 a 2, 1 6 b 1； 1 6 b 2を扇状に形成した被覆部 14 aい 14 a 2, 14 b 1； 1 4 b2を翼体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 12 bに設け、 被覆部 14 aュ， 14 a 2， 14 bい 14 b2を作動流体の前縁 1 2 a, 1 2 bへの入射角の広い変動に対 処して扇状に形成させる。
一方、 翼体 1 1 a, 1 1 bを支持する壁面 1 3 a， 1 3 bのうち、 根元部側の壁 面 1 3 aを前縁 12 a, 1 2 bから上流側に向って右下りの直線状の傾斜面 1 9 a に形成させるとともに、 頂部側の壁面 1 3 bを前縁 1 2 a， 1 2 bから上流側に向 つて右上りの直線状の傾斜面 1 9 bとして形成させ、 根元部側および頂部側のそれ ぞれを被覆部 14 aい 14 a 2, 14 b 1； 14 b 2および傾斜面 19 a , 1 9 で 作動流体の流れを加速させ、 馬蹄渦を前縁 1 2 a, 1 2 bから遠からしめ、 馬蹄渦 の生成を抑制し、 境界層を薄くする構成にしたので、 パッセージ渦の強さを弱め、 翼体 1 1 a， 1 1 bの根元部側および頂部側のそれぞれの二次流れ損失をより一層 低減させることができる。
なお、 本実施形態は、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持する壁面 1 3 a， 1 3 bのうち、 根元部側の壁面 1 3 aを前縁 1 2 a， 1 2 bから上流側に向って右下りの直線状の 傾斜面 1 9 aに形成させとるとともに、 頂部側の壁面 1 3 bを前縁 1 2 a， 1 2 b から上流側に向って右上りの直線状の傾斜面 1 9 bに形成させたが、 この例に限ら ず、 第 1 5図および第 1 6図に示すように、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持する壁面 1 3 a, 1 3 bのうち、 根元部側の壁面 1 3 aを前縁 1 2 a, 1 2 bから上流側に向 つて右下りの直線状の傾斜面 1 9 aにしてもよく、 また、 第 1 7図および第 1 8図 に示すように、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持する壁面 1 3 a, 1 3 bのうち頂部側の 壁面 1 3 bを前縁 12 a， 1 2 bから上流側に向って右上りの直線状の傾斜面 1 9 bにしてもよい。
第 1 9図および第 20図は、 夕一ビン動翼を例示とする本発明に係るタービン翼 列構造の第 1 0実施形態を示す概念図である。
なお、 第 2実施形態の構成要素と同一構成要素には同一符号を付す。
本実施形態に係るターピン翼列構造は、 第 2実施形態と同様に、 例えば、 タービ ンディスク等の壁面 1 3に植設された翼列の一方の翼体 1 1 aと隣接する他方の翼 体 1 1 bとのそれぞれの前縁 1 2 a, 1 2 bと壁面 1 3との角部に前縁 1 2 a, 1
2 bから上流側に向って長く延び、 断面が前縁 1 2 a, 1 2 bの高さ方向に向って、 例えば凹曲面状に隆起させた隆起部 1 6 a, 16 bとして形成し、 かつ前縁 1 2 a,
1 2 bに対し、 扇状に形成する被覆部 14 a, 14 bを翼体 1 1 a, l i bの前縁 部 1 2 a, 12 bに設ける一方、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持する壁面 1 3を翼体 1 l a, 1 113の前縁1 2 &， 1 2 bの中間部分から上流の前縁 1 2 a, 1 2 b側に 向って右下りの傾斜曲面 20に形成したものである。
なお、 他の構成要素およびそれに対応する部分は、 第 2実施形態と同一になって いるので説明を省略する。
このように、 本実施形態は、 翼体 1 1 a， l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bから上流 側に向って延び、 断面が前縁 1 2 a, 1 2 bの高さ方向に向って、 例えば、 凹曲面 状に隆起させた隆起部 1 6 a, 1 6 bを扇状に形成した被覆部 14 a, 14 bを翼 体 1 1 a, l i bの前縁 1 2 a, 1 2 bに設ける一方、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持 する壁面 1 3を翼体 1 1 a， 1 1 bの中間部分から上流の前縁 1 2 a, 1 2 b側に 向って右下りの傾斜曲面 20に形成し、 被覆部 14 a， 14 bおよび傾斜曲面 20 で作動流体の流れを加速させ、 馬蹄渦を前縁 12 a, 1 2 bから遠からしめ、 馬蹄 渦の生成を抑制し、 境界層を薄くする構成にしたので、 パッセージ渦の強さを弱め て二次流れ損失をより一層低減させることができる。
なお、 本実施形態に係るタービン翼列構造は、 夕一ビン動翼に適用しているが、 この例に限らず、 タービンノズル （静翼） に適用してもよい。 この場合、 夕一ビン ノズルは、 第 2 1図および第 22図に示すように、 翼体 1 1 a， 1 1 bの前縁 12 a, 1 2 bの根元部側と壁面 1 3 aとの角部に扇状に形成する被覆部 14 aい 1 4 b iを備えるとともに、 翼体 1 1 a, 1 1 bの頂部側と壁面 1 3 bとの角部にも、 扇状の被覆部 14 a 2, 14 b 2をそれぞれ備える。
また、 本実施形態に係るタービンノズルは、 翼体 1 1 a, 1 l bの両端を、 壁面
1 3 a, 1 3 bで支持させるが、 翼体 1 1 a， 1 1 bを支持させる壁面 1 3 a， 1
3 bのうち、 根元部側および頂部側のそれぞれの壁面 1 3 a, 1 3 bを、 例えば、 第 2 1図および第 22図に示すように、 翼体 1 1 a, 1 1 bの中間部分から上流の 前縁 1 2 a, 1 2 b側に向って、 右下りおよび右上りのそれぞれの傾斜曲面 20 a， 20 bに形成してもよく、 また、 第 23図おょぴ第 24図に示すように、 翼体 1 1 a, 1 1 bを支持する壁面 1 3 a, 1 3 bのうち、 根元部側の壁面 1 3 aを、 翼体 1 1 a, 1 1 bの中間部分から上流の前縁 1 2 a, 1 2 b側に向って右下りの傾斜 曲面 2 0 aに形成してもよく、 また、 第 2 5図および第 2 6図に示すように、 翼体 1 1 a , 1 1 bを支持する壁面 1 3 a , 1 3 bのうち、 根元部側の壁面 1 3 aを、 翼体 1 1 a , 1 1 bの中間部分から上流の前縁 1 2 a , 1 2 b側に向って右下りの 傾斜曲面 2 0 aに形成させ、 頂部側の壁面 1 3 bを、 前縁 1 2 a , 1 2 bから上流 側に向って右上りの直線状の傾斜面 1 9として形成させてもよい。 産業上の利用可能性
本発明に係るタービン翼列構造は、 翼体と壁面との角部に覆設した被覆部を断面 が曲面状の隆起部として形成し、 この隆起部の据部分を上流側に向って延ばして表 面積を広くし、 表面積を広くした前記曲面状の隆起部で作動流体の流れを加速させ て前記翼体の前縁からの馬蹄渦の生成を抑制する構成にしたので、 パッセージ渦の 強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させることができ、 本発明の翼列構造は、 例えば、 タービンの動翼、 および静翼 （夕一ビンノズル） に適応しうる物で、 作動 流体流によるパッセージ渦の強さを弱めて二次流れ損失をより一層低減させること ができる等、 産業上の利用可能盛性大なる発明である。

Claims

請 求 の 範 囲
1. 複数個の翼を壁面上に周方向に沿って列状に配置したターピンの翼列構造にお いて、 壁面に支持された各翼体の作動流体流に対向する前縁部と前記壁面との間 の角部に、 作動流体流の上流側に向って延びる被覆部を設けたを特徴とする夕一 ビン翼列構造。
2. 前記被覆部は、 翼体の根元部側および頂部側のうち、 少なくともいずれか一方 に設けられたことを特徴とする請求の範囲第 1項記載のタービン翼列構造。
3. 前記被覆部は、 上流側から翼体の前縁の高さ方向に向って隆起部として形成し たことを特徴とする請求の範囲第 1項記載の夕一ビン翼列構造。
4. 前記隆起部は、 上流側の据部分から翼体の前縁の高さ方向に向って凹曲面状に 形成したことを特徴とする請求の範囲第 3項記載の夕一ビン翼列構造。
5. 前記凹曲面状に形成した隆起部は、 上流側の据部分から翼体の前縁に向う距離 を L oとし、 壁面から前記前縁の高さ方向に向う距離を Hoとするとき、 距離 L 0は、 L o= (2〜5) Hoの範囲に設定するとともに、 前記壁面から前記前縁 の高さ方向に向う距離 Hoは、 作動流体の境界層の厚さを Tとするとき、 Ho = (0. 5〜2. 0) Tの範囲に設定したことを特徴とする請求の範囲第 4項記載 の夕一ビン翼列構造。
6. 前記凹曲面状に形成した隆起部は、 翼体の前縁に衝突する作動流体の淀み点を 基準に前記翼体の腹側および背側のそれぞれに向って延びる扇状に形成したこと を特徴とする請求の範囲第 4項記載のタービン翼列構造。
7. 前記扇状に形成した隆起部は、 翼体の前縁に衝突する作動流体の淀み点を基準 として角度 0に振り分けるとき、 その角度 0は、 0=土 1 5° 〜士 60° の範囲 に設定したことを特徴とする請求の範囲第 6項記載の夕一ピン翼列構造。
8. 前記被覆部は、 上流側から翼体の前縁の高さ方向に向って隆起部として形成す るとともに、 前記隆起部を予め別体として作製しておいた被覆接続片、 前記翼体 との一体削り出し片および溶接施工による肉盛部のうち、 いずれかを選択して構 成することを特徴とする請求の範囲第 1項記載のターピン翼列構造。
9 . 前記翼体は、 翼体の根元部側および頂部側のうち、 少なくともいずれか一方に おいて前記壁面に支持されていることを特徴とする請求の範囲第 1項記載の夕一 ピン翼列構造。
1 0 . 前記翼体はその根元部側で前記壁面で支持されており、 前記壁面を翼体の前 縁から上流側に向って右下りの直線状の傾斜面に形成したことを特徴とする請求 の範囲第 9項記載のタービン翼列構造。
1 1 . 前記翼体はその根元部側で前記壁面で支持されており、 前記壁面を翼体の中 間部分から上流の前縁側に向ってお下りの傾斜曲面に形成したことを特徴とする 請求の範囲第 9項記載のターピン翼列構造。
1 2 . 前記翼体はその根元部側および頂部側で前記壁面で支持されており、 前記壁 面を翼体の前縁から上流側に向って右下りの直線状の傾斜面および右上りの直線 状の傾斜面のそれぞれに形成したことを特徴とする請求の範囲第 9項記載の夕一 ビン翼列構造。
1 3 . 前記翼体はその根元部側および頂部側で前記壁面で支持されており、 前記壁 面を翼体の中間部分から上流の前縁側に向って右下りの傾斜曲面および右上りの 傾斜曲面に形成したことを特徴とする請求の範囲第 9項記載の夕一ピン翼列構造。
1 4 . 前記翼体はその根元部側および頂部側で前記壁面で支持されており、 前記壁 面を翼体の根元部側を支持する壁面を前記翼体の中間部分から上流の前縁側に向 つて右下りの傾斜曲面に形成するとともに、 前記翼体の頂部側を支持する壁面を 翼体の前縁から上流側に向って右上りの直線状の傾斜面に形成したことを特徴と する請求の範囲第 9項記載のタービン翼列構造。
1 5 . 前記翼体を支持する壁面を平坦に形成したことを特徴とする請求の範囲第 1 項記載のタービン翼列構造。
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