涡轮叶片 【技术领域】
本发明涉及一种由工作流体驱动的蒸气轮机、燃气轮机等涡轮机械中的涡轮叶片。
背景技术
以往的涡轮叶片的叶片形状例如美国专利第5,445,498号公报中所述，将多个圆弧和直线在其连接点仅以斜率率连续的状态连接的多重圆弧叶片等，只满足斜率的连续性，从前缘到后缘并不满足翼面的曲率的连续性。这样，多重圆弧叶片在容易设计及制造的相反方面，在曲率不连续的点，翼面的压力分布畸变，由于该畸变导致翼面边界层加厚，成为翼型损失增加的原因。
此外，即使在不是多重圆弧叶片的场合，例如日本特开平6-1014106号公报中所述，在沿叶片的翼型弯度线设置圆弧，作为与这些圆弧群外接的曲线形成翼型的设计法中，前缘与后缘以圆弧形成，在这些圆弧部与其以外部分地叶片形状的连接部上，曲率也不连续，翼前缘曲率非常大，在其紧邻的下游，叶片的曲率减小。因此，在流入角与翼的设计点不同的场合，在该曲率的不连续点处，边界层加厚或分离等，成为翼型损失的原因。
此外，在沿翼面的曲率分布为从上流向下流增加及减少的分布的部分中，在该曲率的最大点上，翼面压力变小，在其下游产生反压力斜率，造成边界层加厚或分离等，成为增大翼型损失的原因。
此外，例如美国专利第4,211,516号公报中的翼型那样，在作为叶片后缘部附近的负压面与正压面的切线所构成的角的楔形角约为10度的较大翼型中，沿翼负压面流动的流体与沿翼正压面流动的流体在后缘上冲撞，成为增大翼型损失的原因。
【发明内容】
本发明的目的是提供一种能够降低翼型损失的涡轮叶片。为实现上述目的，本发明的涡轮叶片为在由工作流体驱动的涡轮的周方向上设置多个的涡轮叶片，以由叶片负压面侧的翼面曲率半径的倒数定义的叶片负压面曲率从由叶片的轴方向最上游点定义的叶片前缘开始直到由叶片的轴方向最下游点定义的叶片后缘为止单调减少的状态形成。
【附图说明】
图1表示本发明一实施例的叶片的无因次叶片负压面曲率分布。
图2表示涡轮段的子午面图。
图3表示本实施例的翼栅结构图。
图4表示以往叶片的翼面压力分布。
图5表示理想翼面压力分布。
图6表示本实施例的叶片的翼面压力分布。
图7表示叶片后缘楔形角。
图8表示叶片后缘中的损失发生机理。
最佳实施方式
本发明的涡轮叶片为以获取蒸气轮机或燃气轮机等的、作为使用用作工作流体的气体(燃烧气体、蒸气、空气)及液体的回转力的动力为目的的涡轮机的圆周方向上设置多个的叶片。以下根据附图对本发明的一实施例进行说明。
图2表示以利用工作流体、取得作为回转力动力为目的的涡轮机械的、由定叶和动叶构成的涡轮段。定叶1的内周侧固定在导流隔板3上，外周侧固定在导流隔板4上，导流隔板4以导流隔板4的外周侧固定在壳体5上。动叶2的内周侧固定在作为回转部的叶轮6上，外周侧隔开间隙地与导流隔板4相面对。工作流体7从涡轮段的定叶1向动叶方向流动。工作流体7的流来的方向定义为轴方向上流，流去的方向定义为轴方向下流。
图3表示本实施例的涡轮叶片(定叶)的翼栅的结构。叶片的下流侧的静压P2与叶片的上流侧的全压P0相比较小。因此，流体从轴方向流入，通过沿形成于叶片与叶片之间的叶片间流路，在圆周方向上弯折而被加速。这样的叶片具有将叶片流入部的高压·低速的流体变换为低压·高速的流体的功能。即，具有将高压的流体所具有热能变换为动能的功能。但是，实际上该能量变换的效率不是100％，其一部分成为不能用于作功的损失。为了弥补这一损失，需要多余的高压的流体流入涡轮，损失越大，该多余的能量就越大。即，在取得相同的动力情况下，损失越小，所需的能量就越少。
有关叶片形状的损失，对于亚音速区域内的叶片受到由在流体与翼面之间产生的磨擦引起的磨擦损失和由叶片后缘部上有限厚度产生的后缘损失这2个的影响较大。磨擦损失取决于叶片表面积和翼面的压力分布。即，叶片的表面积越大摩擦损失越大，翼面的反压力斜率越大摩擦损失越大。此外，后缘损失大致取决于叶片的后缘厚度和后缘的楔形角，但由于后缘厚度与后缘楔形角在强度上确定了最小值，叶片的数量越少其越小。由于必需在叶片全周上变换的能量，即叶片的负荷在设计上已经确定，因此，叶片枚数的降低等于增加了每1枚叶片的叶片负荷。即使使每1枚叶片的叶片负荷增加，由于每1枚的叶片的大小增加时，表面积增大，从而，可知每叶片单位面积的叶片负荷增加使损失降低。通过以上所述，为了通过叶片来提高能量的变换效率，有效的方法为，(1)增加每叶片单位面积的叶片负荷，(2)减小翼面的反压力斜率。
图4为以往的叶片的翼面压力分布的一例。P0为入口的全压，p2为翼栅出口静压，pmin为翼面最小压力值。PS所示的压力大的一方的曲线称为正压面、SS所示的压力低的一方的面为负压面。LE为叶片前缘部，TE表示叶片后缘部。叶片负荷等于该LE与TE之间的PS与SS所包围的面积。此外，dp所示的量为p2与pmin的压力差，其加大时，在翼面上从pmin压力上升到p2，即为反压力斜率，导致边界层厚度的增大及边界层分离，损失增大。此外，在为了降低叶片的磨擦损失与后缘损失，在减少以往的叶片的叶片枚数时，每1枚的叶片负荷增加部分集中在叶片下流侧，反压力斜率加大，相反地损失增加，因此必需减小dp。
因此，对于具有这种叶片负荷分布的叶片，为了增加每叶片单位面积的叶片负荷，增加在目前叶片负荷小的叶片上游侧的叶片负荷是有效的。
图5为dp为0，增大叶片负荷的理想的叶片压力分布。在正压面上，全区域中相等于入口全压，在负压面上，全区域中相等于出口静压。这是理想的翼面压力分布。但是，因在前缘与后缘上发生压力的不连续，所以这种情况不可能实现。
图6为图3所示的本实施例的叶片的翼面压力分布。图示的本实施例的翼面压力分布为与图5的理想的压力分布相近的压力分布。该压力分布的特征与图4的以往的压力分布相比，由于在本实施例中叶片的上流侧中负压面(SS)侧的压力减小，叶片负荷增加，能够使翼栅出口静压P2与翼面最小压力值pmin的压力差dp不增大地加大每单位面积的翼面负荷分布。这种翼面压力分布能够通过翼面曲率来控制。其理由是，用曲率半径r的倒数1/r定义壁面曲率时，壁面曲率1/r与局部压力斜率的关系能够使用密度ρ、速度V表示为：
ρV2r=∂p∂r]]>
即，壁面的压力与壁面附近的速度的2次方和曲率1/r的乘积成比例。由于涡轮内的叶片间流动为在入口流速小、在出口流速大的加速流，在流速小的入口部，为了使压力下降将曲率加大，在流速大的出口部为了使压力一定需要减小曲率。根据以上所述，为了实现图6的叶片负压面的压力分布，可与单调增加流速相配合，单调减少叶片负压面的曲率。
图1表示本实施例的涡轮叶片的叶片负压面曲率分布，横轴为回转轴方向，纵轴为在翼面曲率乘以作为叶片与叶片的距离的节距t的无因次负压面曲率。如图所示，本实施例的涡轮叶片从叶片前缘向后缘、翼面曲率单调并连续地减少。即，在本实施例中，在设置于以利用工作流体作为回转力来取得动力为目的涡轮叶片的周方向上的多个叶片中，由涡轮叶片的叶片负压面侧的翼面曲率半径的倒数定义的叶片负压面曲率以从由叶片的轴方向最上游点定义的叶片前缘开始直到叶片的轴方向最下游点定义的叶片后缘为止连续并单调减少的状态形成。此外，对于叶片后缘附近由单一圆弧形成的部分将除其圆弧部以外的最下游点定义为叶片后缘。
这样，在本实施例中，根据流体物理学导出用于实现效率改善的叶片形状的几何学条件。其结果，本实施例的涡轮叶片能够改善将流体的热能变换为动能或将动能变换为叶轮的回转能时的变换效率。
图6表示以图1所示的曲率分布形成叶片负压面的叶片压力分布，根据本实施例可知，反压力斜率也较小，成为与图5的理想压力相近的压力分布。此外，在实际中进行翼栅风洞试验的结果，相对于具有图4类型的翼面压力分布的叶片，能够确认降低了损失。
此外，更详细地将图1的叶片负压面曲率分布与图3的翼型比较来进行说明实现图6的压力分布。
首先，在图3所示的叶片前缘位置A开始到叶片负压侧中最突出点B之间，考虑到由于流速小的区域中压力小，而且即使在叶片的流入角从设计流入角90度较大地变化的情况下，翼面边界层加厚进而分离也不增加翼型损失，就要使由翼面曲率乘以相邻叶片的周方向距离定义的节距所得的值定义的无因次叶片负压面曲率为6到9之间的一定值。图1所示的本实施例中，A-B间的无因次翼负压面曲率设定为7左右。
此外，在A-B之间的无因次翼负压曲率小于6的情况下，翼前缘附近的翼面压力不减小，每单位面积的叶片负荷不会增加，减小了本发明的效果。此外，前缘的无因次叶片负压面曲率小即为叶片前缘半径大，作为结果，叶片自身加大，叶片的表面积增加。此外，在无因次叶片负压面曲率大于9的情况下，叶片前缘附近的翼面压力部分与翼栅出口压力P2相比产生了变小的部分，因此能产生反压力斜率部，减小了本发明的效果。
此外，在由相邻的叶片的正压面之间的距离为最小的点定义的喉部(throat スロ一ト)C中，无因次叶片负压面曲率为从0.5到1.5之间的值。在图1所示的本实施例中，喉部C的无因次叶片负压面曲率约为0.8。在无因次叶片负压面曲率大于1.5时，由于在喉部C流速较大，翼面压力减小，结果，直到后缘的反压力斜率dp加大，减小了本发明的效果。此外，喉部的叶片负压面曲率与叶片间流路的喉部的收缩率有关。在喉部的叶片负压面曲率小于0.5时，叶片间流路的喉部的收缩率减小，喉部上游部的流速加快，叶片负压面最小翼面压力位置向喉部的上游侧移动。结果，从喉部直到后缘的反压力斜率区域的长度加大，减小了本发明的效果。
此外，从在翼负压面侧最突出的点B到喉部C的无因次叶片负压面曲率需要单调并连续地减小，但此时，如果无因次叶片负压面曲率具有拐点时，由于具有在翼面压力分布中产生起伏并且翼面边界层加厚的情况，希望从在叶片负压面侧中最突出的点B到喉部C的无因次叶片负压面曲率为没有拐点的直线或2次函数、或为只有一个拐点的3次函数。此外，喉部下流的无因次叶片负压面曲率更希望以在喉部下流的叶片负压面边界层越接近后缘厚度越增加、并且容易分离，从而，越接近后缘使其减少率越小的方式，单调地减少。
以下使用图7对本实施例的涡轮叶片的后缘楔形角进行说明。在将从叶片后缘TE相对于叶片负压面SS的叶片后缘TE的切线sl引出的垂线lsp与翼正压面PS交叉的点TEp定义为叶片正压面后缘时，后缘楔形角WE定义为叶片后缘TE的叶片负压面的切线ls与叶片正压面后缘的叶片正压面的切线lp交叉的角度。
图8为叶片后缘部中的损失发生机理的示意图。沿叶片负压面的流动fs与沿叶片正压面的流动fp在叶片后缘下部冲撞，流体的动能散逸为热能，成为翼型损失的原因。由于流动的冲撞突而损失的动能受相互对抗的速度成分的大小影响较大，该成分与后缘的楔形角成比例。即，从降低翼型损失的观点看，后缘楔形角以小为好。为了实现图6所示的本实施例的压力分布，同时抑制后缘的损失发生，后缘楔形角必须为6度或以下。
正如上述，由于本实施例的涡轮叶片通过使叶片负压面曲率从前缘到后缘单调减少，能够使叶片负压面压力在接近前缘处减小，在喉部附近为与出口静压大致相等的值一样，从而，能够抑制反压力斜率小，同时能够增加每枚叶片的叶片负荷。其结果，能够降低叶片枚数，能够使成为磨擦损失的原因的叶片表面积和成为后缘损失的原因的叶片后缘面积为最小。结果，能够降低作为磨擦损失与后缘损失的和的翼型损失，能够提高涡轮机效率。
此外，本发明的涡轮叶片能够良好地适于蒸气轮机的定叶，但本发明并不限于此。
本发明的涡轮叶片用于产生电力的发电领域。