JP2000274201A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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- JP2000274201A JP2000274201A JP11082435A JP8243599A JP2000274201A JP 2000274201 A JP2000274201 A JP 2000274201A JP 11082435 A JP11082435 A JP 11082435A JP 8243599 A JP8243599 A JP 8243599A JP 2000274201 A JP2000274201 A JP 2000274201A
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- 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
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】運転中に発生する遠心力や蒸気の衝撃に対し、
余裕をもって抗することのできる長翼としてのタービン
動翼を提供する。 【解決手段】本発明に係るタービン動翼は、翼植込み部
１０をタービンディスク８の周方向に向って突状の湾曲
面に形成したものである。
余裕をもって抗することのできる長翼としてのタービン
動翼を提供する。 【解決手段】本発明に係るタービン動翼は、翼植込み部
１０をタービンディスク８の周方向に向って突状の湾曲
面に形成したものである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、低圧タービンの最
終段落に適用されるタービン動翼に係り、特に単機あた
りの出力増加の際、翼植込み部等に改良を加えて運転中
に発生する振動に充分に対応できるように図ったタービ
ン動翼に関する。
終段落に適用されるタービン動翼に係り、特に単機あた
りの出力増加の際、翼植込み部等に改良を加えて運転中
に発生する振動に充分に対応できるように図ったタービ
ン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】最近の蒸気タービンは、単機あたりの高
出力化、全長スパンの短縮化等の相反する機能を同時に
満す研究開発が行われている。単機あたりの高出力化、
全長スパンの短縮化を同時に満すには、低圧タービンの
最終段落に設けたタービン動翼の環状面積（蒸気がター
ビン動翼の翼列を通過する全開口面積）を増加させるこ
とが必要不可欠とされている。
出力化、全長スパンの短縮化等の相反する機能を同時に
満す研究開発が行われている。単機あたりの高出力化、
全長スパンの短縮化を同時に満すには、低圧タービンの
最終段落に設けたタービン動翼の環状面積（蒸気がター
ビン動翼の翼列を通過する全開口面積）を増加させるこ
とが必要不可欠とされている。
【０００３】この環状面積と単機あたりの出力増加と
は、例えば回転数３０００ｒｐｍ、タンデムコンパウン
ド、低圧タービンが複流（対向流）形式の蒸気タービン
の場合、図９に示すように、１フローあたりの環状面積
と出力との関係がおおむね比例関係になっており、単機
あたりの出力を設定すれば、必要な環状面積が容易に求
めることができるようになっている。
は、例えば回転数３０００ｒｐｍ、タンデムコンパウン
ド、低圧タービンが複流（対向流）形式の蒸気タービン
の場合、図９に示すように、１フローあたりの環状面積
と出力との関係がおおむね比例関係になっており、単機
あたりの出力を設定すれば、必要な環状面積が容易に求
めることができるようになっている。
【０００４】ところで、火力発電プラントでは、従来か
ら出力３５０ＭＷ〜１０００ＭＷの数多くの蒸気タービ
ンを作製してきたが、配管・弁等のスケールメリット、
設備・建設費の効果的回収率等を総合的に勘案すると、
出力６００ＭＷ〜７００ＭＷの蒸気タービンが最も経済
的な運転ができるとされている。
ら出力３５０ＭＷ〜１０００ＭＷの数多くの蒸気タービ
ンを作製してきたが、配管・弁等のスケールメリット、
設備・建設費の効果的回収率等を総合的に勘案すると、
出力６００ＭＷ〜７００ＭＷの蒸気タービンが最も経済
的な運転ができるとされている。
【０００５】しかし、出力６００ＭＷ〜７００ＭＷの蒸
気タービンが最も経済的な運転ができるとは言え、その
軸配置は、タンデムコンパウンドを例に採った場合、図
８に示すように、高圧タービン１および中圧タービン２
に、２台の複流タイプの低圧タービン３，４を設置し、
各タービンをパワートレイン状（各タービンを列車状に
連結）に軸直結させているため、全長のスパンが約３６
ｍ以上にも及び、広い設置面積の確保を必要としてい
た。
気タービンが最も経済的な運転ができるとは言え、その
軸配置は、タンデムコンパウンドを例に採った場合、図
８に示すように、高圧タービン１および中圧タービン２
に、２台の複流タイプの低圧タービン３，４を設置し、
各タービンをパワートレイン状（各タービンを列車状に
連結）に軸直結させているため、全長のスパンが約３６
ｍ以上にも及び、広い設置面積の確保を必要としてい
た。
【０００６】ところが、タービン技術の進展に伴って最
近の火力発電プラントでは、低圧タービンの最終段落に
設けられるタービン動翼の長翼が開発され、その環状面
積を１１ｍ２にすることができ、単機あたりの出力が増
加できるようになった。
近の火力発電プラントでは、低圧タービンの最終段落に
設けられるタービン動翼の長翼が開発され、その環状面
積を１１ｍ２にすることができ、単機あたりの出力が増
加できるようになった。
【０００７】また、タービン動翼の長翼の開発により、
火力発電プラントでは、高圧タービン１および中圧ター
ビン２に、１台だけの低圧タービン３がパワートレイン
状に軸直結できるようになり、全長のスパンを短くさせ
ることが可能になっている。
火力発電プラントでは、高圧タービン１および中圧ター
ビン２に、１台だけの低圧タービン３がパワートレイン
状に軸直結できるようになり、全長のスパンを短くさせ
ることが可能になっている。
【発明が解決しようとする課題】最近の火力発電プラン
トでは、出力６００ＭＷ、回転数３０００ｒｐｍ、高圧
タービン１台、中圧タービン１台、低圧タービン１台を
互いに軸直結させたタンデムコンパウンドであっても、
低圧タービンの最終段落に設けたタービン動翼の環状面
積が１１．５ｍ２を超える蒸気タービンを必要とする場
合がある。
トでは、出力６００ＭＷ、回転数３０００ｒｐｍ、高圧
タービン１台、中圧タービン１台、低圧タービン１台を
互いに軸直結させたタンデムコンパウンドであっても、
低圧タービンの最終段落に設けたタービン動翼の環状面
積が１１．５ｍ２を超える蒸気タービンを必要とする場
合がある。
【０００８】このように、広い環状面積を必要とする蒸
気タービンを運転する場合、幾つかの問題がある。
気タービンを運転する場合、幾つかの問題がある。
【０００９】従来、低圧タービンの最終段落に長翼を採
用したタービン動翼は、翼材として例えば１２Ｃｒ鋼に
代えて比重が軽く、遠心力の発生が比較的低いチタン材
を適用した例もある。
用したタービン動翼は、翼材として例えば１２Ｃｒ鋼に
代えて比重が軽く、遠心力の発生が比較的低いチタン材
を適用した例もある。
【００１０】しかし、チタン材は、１２Ｃｒ鋼に較べて
切り欠き感受性が強く（クラックの進展度合が速い）、
また価格的に高価である点からして信頼性の高い経済的
な運転を求める場合、一抹の不安が残る。
切り欠き感受性が強く（クラックの進展度合が速い）、
また価格的に高価である点からして信頼性の高い経済的
な運転を求める場合、一抹の不安が残る。
【００１１】また、低圧タービンの最終段落に、例えば
４０インチ以上のタービン動翼を適用する場合、蒸気タ
ービンは排気損失が低くなり、タービン段落効率を向上
させるものの、その作製コストが高く経済的な運転を難
しくさせている。
４０インチ以上のタービン動翼を適用する場合、蒸気タ
ービンは排気損失が低くなり、タービン段落効率を向上
させるものの、その作製コストが高く経済的な運転を難
しくさせている。
【００１２】また、低圧タービンの最終段落に、長翼の
タービン動翼の採用を難しくさせているのは、遠心応力
と振動応力との二つの制約があるからとされている。す
なわち、低圧タービンの最終段落に設けたタービン動翼
の環状面積を大きくするには、タービン動翼の翼長を長
くするか、あるいは翼根元部の直径を大きくするかのい
ずれかである。翼長を長くするにしろ、翼根元部の直径
を大きくするにしろ、いずれの場合も、翼有効部、翼植
込み部、タービン軸の中心孔（ボア部）に加わる遠心力
が大きくなり、各部の材料強度許容値を超えるおそれが
ある。
タービン動翼の採用を難しくさせているのは、遠心応力
と振動応力との二つの制約があるからとされている。す
なわち、低圧タービンの最終段落に設けたタービン動翼
の環状面積を大きくするには、タービン動翼の翼長を長
くするか、あるいは翼根元部の直径を大きくするかのい
ずれかである。翼長を長くするにしろ、翼根元部の直径
を大きくするにしろ、いずれの場合も、翼有効部、翼植
込み部、タービン軸の中心孔（ボア部）に加わる遠心力
が大きくなり、各部の材料強度許容値を超えるおそれが
ある。
【００１３】また、低圧タービンの最終段落に、長翼の
タービン動翼を採用する場合、振動問題がある。長翼の
タービン動翼は、タービン軸の不測の不規則な回転軌跡
や蒸気の流速変動、不均一流れ等に基づいて振動が発生
するが、翼長が長いほど、また蒸気の流量が多いほど振
動が大きくなり、振動を低く抑えることが難しくなって
いる。
タービン動翼を採用する場合、振動問題がある。長翼の
タービン動翼は、タービン軸の不測の不規則な回転軌跡
や蒸気の流速変動、不均一流れ等に基づいて振動が発生
するが、翼長が長いほど、また蒸気の流量が多いほど振
動が大きくなり、振動を低く抑えることが難しくなって
いる。
【００１４】このように、従来の火力発電プラントで
は、蒸気タービンの単機あたりの出力増加と全長スパン
の短縮化に対応させるために、低圧タービンの最終段落
に長翼のタービン動翼を採用して環状面積を大きくしよ
うとしても、上述遠心応力、振動応力等多くの制約があ
り、たとえ経済的運転に良好な出力６００ＭＷ、低圧タ
ービンタービン１台のタンデムコンパウンドであっても
その実現を難しくさせていた。
は、蒸気タービンの単機あたりの出力増加と全長スパン
の短縮化に対応させるために、低圧タービンの最終段落
に長翼のタービン動翼を採用して環状面積を大きくしよ
うとしても、上述遠心応力、振動応力等多くの制約があ
り、たとえ経済的運転に良好な出力６００ＭＷ、低圧タ
ービンタービン１台のタンデムコンパウンドであっても
その実現を難しくさせていた。
【００１５】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、蒸気タービンの単機あたりの出力増加と全
長スパンの短縮化とを同時に満たすために、低圧タービ
ンの最終段落に長翼を採用する場合、材料強度を保証し
て安定運転ができるようにしたタービン動翼を提供する
ことを目的とする。
れたもので、蒸気タービンの単機あたりの出力増加と全
長スパンの短縮化とを同時に満たすために、低圧タービ
ンの最終段落に長翼を採用する場合、材料強度を保証し
て安定運転ができるようにしたタービン動翼を提供する
ことを目的とする。
【００１６】具体的には、回転数３０００ｒｐｍ以上、
低圧タービンの最終段落の環状面積が１１．５ｍ２を超
えても安定した運転が行えるタービン動翼を提供するこ
とを目的とする。
低圧タービンの最終段落の環状面積が１１．５ｍ２を超
えても安定した運転が行えるタービン動翼を提供するこ
とを目的とする。
【００１７】さらにまた、高圧タービン、中圧タービ
ン、低圧タービンの各タービン部を１台にして互いに軸
直結させたタンデムコンパウンドの蒸気タービンのう
ち、出力が６００〜７００ＭＷにも長翼が採用できるよ
うにしたタービン動翼を提供することを目的とする。
ン、低圧タービンの各タービン部を１台にして互いに軸
直結させたタンデムコンパウンドの蒸気タービンのう
ち、出力が６００〜７００ＭＷにも長翼が採用できるよ
うにしたタービン動翼を提供することを目的とする。
【００１８】
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン動
翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記載した
ように、翼有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁
スナッバカバーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効
部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有
効部の翼ルート部に設けられ、タービンディスクの植込
み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービン動翼にお
いて、上記翼植込み部を上記タービンディスクの周方向
に向って突状の湾曲面に形成したものである。
翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記載した
ように、翼有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁
スナッバカバーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効
部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有
効部の翼ルート部に設けられ、タービンディスクの植込
み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービン動翼にお
いて、上記翼植込み部を上記タービンディスクの周方向
に向って突状の湾曲面に形成したものである。
【００１９】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
翼植込み部を上記タービンディスクの周方向に向って突
状の湾曲面に形成する一方、上記タービンディスクのデ
ィスク中心線からディスク前縁列に向って距離を離して
植込み溝中心点を定め、この植込み溝中心点からの植込
み溝中心半径と上記ディスク前縁列との交点を通る接線
と上記ディスク前縁列との植込み部前縁角をαとし、上
記植込み溝中心半径と上記タービンディスクのディスク
後縁列との交点を通る接線と上記ディスク後縁列との植
込み部後縁角をβとし、上記植込み溝中心半径と上記デ
ィスク前縁列との交点と、上記植込み溝中心半径と上記
ディスク後縁列との交点とを結ぶ植込み溝スタッガ線と
軸方向線との植込み溝スタッガ角をγとするとき、植込
み部前縁角α、植込み部後縁角β、植込み溝スタッガ角
γとのそれぞれの関係式が、
目的を達成するために、請求項２に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
翼植込み部を上記タービンディスクの周方向に向って突
状の湾曲面に形成する一方、上記タービンディスクのデ
ィスク中心線からディスク前縁列に向って距離を離して
植込み溝中心点を定め、この植込み溝中心点からの植込
み溝中心半径と上記ディスク前縁列との交点を通る接線
と上記ディスク前縁列との植込み部前縁角をαとし、上
記植込み溝中心半径と上記タービンディスクのディスク
後縁列との交点を通る接線と上記ディスク後縁列との植
込み部後縁角をβとし、上記植込み溝中心半径と上記デ
ィスク前縁列との交点と、上記植込み溝中心半径と上記
ディスク後縁列との交点とを結ぶ植込み溝スタッガ線と
軸方向線との植込み溝スタッガ角をγとするとき、植込
み部前縁角α、植込み部後縁角β、植込み溝スタッガ角
γとのそれぞれの関係式が、
【数３】α＋β−γ ≧ ９０° の範囲になるように、上記タービンディスクに植込み溝
を形成したものである。
を形成したものである。
【００２０】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
翼植込み部を上記タービンディスクの周方向に向って突
状の湾曲面に形成する一方、上記タービンディスクのデ
ィスク中心線からディスク前縁列に向って距離を離して
植込み溝中心点を定め、この植込み溝中心点からの植込
み溝中心半径の上記ディスク中心線と平行な位置と、上
記植込み溝中心半径とディスク後縁列との交点の距離を
ＤＲとし、上記タービンディスクの幅をＷＤとし、距離
・ディスク幅比をＲＤ＝ＤＲ／Ｗ Ｄとするとき、距離・
ディスク幅比ＲＤを、
目的を達成するために、請求項３に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
翼植込み部を上記タービンディスクの周方向に向って突
状の湾曲面に形成する一方、上記タービンディスクのデ
ィスク中心線からディスク前縁列に向って距離を離して
植込み溝中心点を定め、この植込み溝中心点からの植込
み溝中心半径の上記ディスク中心線と平行な位置と、上
記植込み溝中心半径とディスク後縁列との交点の距離を
ＤＲとし、上記タービンディスクの幅をＷＤとし、距離
・ディスク幅比をＲＤ＝ＤＲ／Ｗ Ｄとするとき、距離・
ディスク幅比ＲＤを、
【数４】ＲＤ ≦ ０．３ の範囲に設定したものである。
【００２１】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
前縁スナッバカバーを上記翼有効部の後縁側に向って延
ばして背側に接続させるとともに、上記後縁スナッバカ
バーを上記翼有効部の前縁側に向って延ばして腹側に接
続させ、上記背側の接続点および上記腹側の接続点を互
いにラップさせたものである。
目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
前縁スナッバカバーを上記翼有効部の後縁側に向って延
ばして背側に接続させるとともに、上記後縁スナッバカ
バーを上記翼有効部の前縁側に向って延ばして腹側に接
続させ、上記背側の接続点および上記腹側の接続点を互
いにラップさせたものである。
【００２２】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項５に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
翼植込み部を上記タービンディスクの周方向に向って突
状の湾曲面に形成する一方、上記翼有効部の翼断面をコ
ード長で除した翼平均厚み比を、上記翼有効部の翼チッ
プ部で２．０％〜３．０％の範囲に設定するともとに、
上記翼有効部の翼長平均径で、６．０％〜７．０％の範
囲に設定したものである。
目的を達成するために、請求項５に記載したように、翼
有効部の翼チップ部に、一体削り出しの前縁スナッバカ
バーと後縁スナッバカバーとを備え、翼有効部の中間部
分にスリーブを介装してラグ部を備え、翼有効部の翼ル
ート部に設けられ、タービンディスクの植込み溝に嵌装
させる翼植込み部を備えたタービン動翼において、上記
翼植込み部を上記タービンディスクの周方向に向って突
状の湾曲面に形成する一方、上記翼有効部の翼断面をコ
ード長で除した翼平均厚み比を、上記翼有効部の翼チッ
プ部で２．０％〜３．０％の範囲に設定するともとに、
上記翼有効部の翼長平均径で、６．０％〜７．０％の範
囲に設定したものである。
【００２３】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項６に記載したように、請
求項１〜５に記載のタービン動翼を、出力６００ＭＷ〜
７００ＭＷ、高圧タービン、中圧タービン、低圧タービ
ンの各１台のタービン部を組み合せたタンデムコンパウ
ンドで、上記低圧タービンの最終段落における環状面積
が１１．５ｍ２以上のものに適用したものである。
目的を達成するために、請求項６に記載したように、請
求項１〜５に記載のタービン動翼を、出力６００ＭＷ〜
７００ＭＷ、高圧タービン、中圧タービン、低圧タービ
ンの各１台のタービン部を組み合せたタンデムコンパウ
ンドで、上記低圧タービンの最終段落における環状面積
が１１．５ｍ２以上のものに適用したものである。
【００２４】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るタービン動翼
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。なお、本発明に係るタービン動翼は、例えば出
力６００ＭＷの高圧タービン、中圧タービン、低圧ター
ビンの各１台のタービン部を組み合せたタンデムコンパ
ウンドであって、低圧タービンの最終段落における環状
面積を１１．５ｍ２以上にした火力発電プラントを適用
対象としている。
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。なお、本発明に係るタービン動翼は、例えば出
力６００ＭＷの高圧タービン、中圧タービン、低圧ター
ビンの各１台のタービン部を組み合せたタンデムコンパ
ウンドであって、低圧タービンの最終段落における環状
面積を１１．５ｍ２以上にした火力発電プラントを適用
対象としている。
【００２５】図１および図２は、本発明に係るタービン
動翼の第１実施形態を示す概略図であり、図１はタービ
ン動翼の出口側から見た斜視図を、図２は図１のＡ−Ａ
矢視方向から切断した切断断面図をそれぞれ示してい
る。
動翼の第１実施形態を示す概略図であり、図１はタービ
ン動翼の出口側から見た斜視図を、図２は図１のＡ−Ａ
矢視方向から切断した切断断面図をそれぞれ示してい
る。
【００２６】本実施形態に係るタービン動翼は、４０イ
ンチ以上の翼長であり、蒸気に実質的な仕事をさせる
か、または蒸気の流れを転向させるかする翼有効部５
と、翼有効部５の翼チップ部（翼先端部）６から一体に
削り出されたスナッバカバー７と、タービンディスク８
の周方向に沿って環状列に植設され、翼有効部５の翼ル
ート部（翼根元部）９に一体結合する翼植込み部１０と
を備えた構成になっている。
ンチ以上の翼長であり、蒸気に実質的な仕事をさせる
か、または蒸気の流れを転向させるかする翼有効部５
と、翼有効部５の翼チップ部（翼先端部）６から一体に
削り出されたスナッバカバー７と、タービンディスク８
の周方向に沿って環状列に植設され、翼有効部５の翼ル
ート部（翼根元部）９に一体結合する翼植込み部１０と
を備えた構成になっている。
【００２７】翼有効部５のうち、一方の翼有効部５ａと
隣りの翼有効部５ｂとは、ともにその中間部分にスリー
ブ１１を介装させてラグ部１２ａ，１２ｂを備え、運転
中に発生する振動を低く抑えるようになっている。
隣りの翼有効部５ｂとは、ともにその中間部分にスリー
ブ１１を介装させてラグ部１２ａ，１２ｂを備え、運転
中に発生する振動を低く抑えるようになっている。
【００２８】また、一方の翼有効部５ａと隣の翼有効部
５ｂとは、ともに翼ルート部９から翼チップ部６に向
い、蒸気の流線に対応させ翼断面を変化させる翼捩りが
加えられている。
５ｂとは、ともに翼ルート部９から翼チップ部６に向
い、蒸気の流線に対応させ翼断面を変化させる翼捩りが
加えられている。
【００２９】また、スナッバカバー７のうち、一方の翼
有効部５ａの翼チップ部６における前縁１３には、外側
に向って突き出た前縁スナッバカバー７ａが設けられ、
その後縁１４にも前縁スナッバカバー７ａと反対側の外
側に向って突き出た後縁スナッバカバー７ｂが設けられ
ている。
有効部５ａの翼チップ部６における前縁１３には、外側
に向って突き出た前縁スナッバカバー７ａが設けられ、
その後縁１４にも前縁スナッバカバー７ａと反対側の外
側に向って突き出た後縁スナッバカバー７ｂが設けられ
ている。
【００３０】また、隣の翼有効部５ｂの翼チップ部６に
おける前縁１３および後縁１４のそれぞれにも前縁スナ
ッバカバー７ａおよび後縁スナッバカバー７ｂが設けら
れている。
おける前縁１３および後縁１４のそれぞれにも前縁スナ
ッバカバー７ａおよび後縁スナッバカバー７ｂが設けら
れている。
【００３１】他方、一方の翼有効部５ａの翼ルート部９
における翼植込み部１０は、タービンディスク８の周方
向Ｙに向って突状の湾曲面に形成し、かつ頂部から底部
に向って凹凸状に形成した、いわゆるカーブドエントリ
ークリスマスに形成し、タービンディスク８の軸方向Ｘ
に向って挿着させるようになっている。
における翼植込み部１０は、タービンディスク８の周方
向Ｙに向って突状の湾曲面に形成し、かつ頂部から底部
に向って凹凸状に形成した、いわゆるカーブドエントリ
ークリスマスに形成し、タービンディスク８の軸方向Ｘ
に向って挿着させるようになっている。
【００３２】また、隣の翼有効部５ｂの翼ルート部９に
おける翼植込み部１０も上述と同様にカーブドエントリ
ークリスマスに形成されている。
おける翼植込み部１０も上述と同様にカーブドエントリ
ークリスマスに形成されている。
【００３３】カーブドエントリークリスマスに形成した
翼植込み部１０は、図２の矢印ＡＳで示すように、ター
ビンディスク８に設けた植込み溝１５のディスク後縁列
ＤＴＥ側からディスク前縁列ＤＬＥ側に向って挿着され
るが、その際、遠心力の増加要因となる余肉部分を極々
少なくさせて容易に挿着できることが必要とされる。
翼植込み部１０は、図２の矢印ＡＳで示すように、ター
ビンディスク８に設けた植込み溝１５のディスク後縁列
ＤＴＥ側からディスク前縁列ＤＬＥ側に向って挿着され
るが、その際、遠心力の増加要因となる余肉部分を極々
少なくさせて容易に挿着できることが必要とされる。
【００３４】今、タービンディスク８の幅ＷＤのディス
ク中心線ＤＣＬからディスク前縁列ＤＬＥに向って距離
ＤＲＣだけ離れた植込み溝中心点をＲＰＣとし、この植
込み溝中心点ＲＰＣから翼腹側植込み溝半径をＲＰ、植
込み溝中心半径をＲＪ、翼背側植込み溝半径をＲＳとす
る。また、植込み溝中心半径ＲＪとディスク前縁列ＤＬ
Ｅとの交点Ｐ１を通る接線ＴＬ１とディスク前縁列ＤＬ
Ｅとのなす植込み部前縁角をαとし、植込み溝中心半径
ＲＪとディスク後縁列ＤＴＥとの交点Ｐ２を通る接線Ｔ
Ｌ２とディスク後縁列ＤＴＥとのなす植込み部後縁角を
βとし、交点Ｐ １，Ｐ２を直線で結ぶ植込み溝スタッガ
線ＳＴＬと軸方向線（水平方向線）ＨＬＬとのなす植込
み角スタッガ角をγとする。
ク中心線ＤＣＬからディスク前縁列ＤＬＥに向って距離
ＤＲＣだけ離れた植込み溝中心点をＲＰＣとし、この植
込み溝中心点ＲＰＣから翼腹側植込み溝半径をＲＰ、植
込み溝中心半径をＲＪ、翼背側植込み溝半径をＲＳとす
る。また、植込み溝中心半径ＲＪとディスク前縁列ＤＬ
Ｅとの交点Ｐ１を通る接線ＴＬ１とディスク前縁列ＤＬ
Ｅとのなす植込み部前縁角をαとし、植込み溝中心半径
ＲＪとディスク後縁列ＤＴＥとの交点Ｐ２を通る接線Ｔ
Ｌ２とディスク後縁列ＤＴＥとのなす植込み部後縁角を
βとし、交点Ｐ １，Ｐ２を直線で結ぶ植込み溝スタッガ
線ＳＴＬと軸方向線（水平方向線）ＨＬＬとのなす植込
み角スタッガ角をγとする。
【００３５】本実施形態は、植込み溝中心点ＲＰＣの位
置をディスク中心線ＤＣＬから距離ＤＲＣだけ離す一
方、植込み部前縁角α、植込み部後縁角β、植込み溝ス
タッガ角γのそれぞれの関係を、
置をディスク中心線ＤＣＬから距離ＤＲＣだけ離す一
方、植込み部前縁角α、植込み部後縁角β、植込み溝ス
タッガ角γのそれぞれの関係を、
【数５】α＋β−γ ≧ ９０° に設定したものである。
【００３６】最近の蒸気タービンでは、タービンノズル
の翼ルート部を絞る一方、タービン動翼の取付角（スタ
ッガ角）を大きくし、蒸気のフローパターンに対し、タ
ービン動翼の前縁を周方向に回転させた、いわゆる上り
配置にし、蒸気の流線に沿わせて翼効率の向上を図って
いる。
の翼ルート部を絞る一方、タービン動翼の取付角（スタ
ッガ角）を大きくし、蒸気のフローパターンに対し、タ
ービン動翼の前縁を周方向に回転させた、いわゆる上り
配置にし、蒸気の流線に沿わせて翼効率の向上を図って
いる。
【００３７】本実施形態は、このような点に着目したも
ので、植込み溝中心半径ＲＪの植込み溝中心点ＲＰＣを
距離ＤＲＣだけディスク中心線ＤＣＬから離し、ディス
ク中心線ＤＣＬに平行な植込み溝中心半径ＲＪの位置と
交点Ｐ２との距離ＤＲを大きくし、翼有効部５の前縁１
３を周方向Ｙに向う上り配置にし、翼有効部５の翼形厚
みを植込み溝中心半径ＲＪに対し、ほぼ対称に形成して
翼植込み部１０を余肉の少ない軽量にさせたので、運転
中に発生する応力を低くさせることができる。
ので、植込み溝中心半径ＲＪの植込み溝中心点ＲＰＣを
距離ＤＲＣだけディスク中心線ＤＣＬから離し、ディス
ク中心線ＤＣＬに平行な植込み溝中心半径ＲＪの位置と
交点Ｐ２との距離ＤＲを大きくし、翼有効部５の前縁１
３を周方向Ｙに向う上り配置にし、翼有効部５の翼形厚
みを植込み溝中心半径ＲＪに対し、ほぼ対称に形成して
翼植込み部１０を余肉の少ない軽量にさせたので、運転
中に発生する応力を低くさせることができる。
【００３８】また、本実施形態は、植込み部前縁角α、
植込み部後縁角β、植込み溝スタッガ角γのそれぞれの
関係を、α＋β−γ≦９０°の範囲に設定したので、翼
植込み部１０をカーブドエントリークリスマスに形成し
てもタービンディスク８の植込み溝１５に容易に挿着す
ることができ、その組立作業を簡易化させることができ
る。
植込み部後縁角β、植込み溝スタッガ角γのそれぞれの
関係を、α＋β−γ≦９０°の範囲に設定したので、翼
植込み部１０をカーブドエントリークリスマスに形成し
てもタービンディスク８の植込み溝１５に容易に挿着す
ることができ、その組立作業を簡易化させることができ
る。
【００３９】なお、カーブドエントリークリスマスの翼
植込み部１０のタービンディスク８の植込み溝１５に対
する取付角をα＋β−γ≦９０°に設定したのは、翼を
タービンディスク８に挿着する際、翼植込み部１０がタ
ービンディスク８の植込み溝１５と干渉しないとする幾
何学的条件から導き出されたものである。
植込み部１０のタービンディスク８の植込み溝１５に対
する取付角をα＋β−γ≦９０°に設定したのは、翼を
タービンディスク８に挿着する際、翼植込み部１０がタ
ービンディスク８の植込み溝１５と干渉しないとする幾
何学的条件から導き出されたものである。
【００４０】図３は、本発明に係るタービン動翼の第２
実施形態を示す概略平面図である。なお、第１実施形態
の構成部分または対応する部分には同一符号を付す。
実施形態を示す概略平面図である。なお、第１実施形態
の構成部分または対応する部分には同一符号を付す。
【００４１】本実施形態は、タービンディスク８の幅を
ＷＤとし、ディスク中心線ＤＣＬからディスク前縁列Ｄ
ＬＥに向って距離ＤＲＣだけ離れた植込み溝中心点ＲＰ
Ｃから植込み溝中心半径ＲＪで、かつディスク中心線Ｄ
ＣＬに平行な位置と交点Ｐ２との距離をＤＲとし、距離
・ディスク幅比をＲＤとするとき、距離・ディスク幅比
ＲＤ＝ＤＲ／ＷＤを、
ＷＤとし、ディスク中心線ＤＣＬからディスク前縁列Ｄ
ＬＥに向って距離ＤＲＣだけ離れた植込み溝中心点ＲＰ
Ｃから植込み溝中心半径ＲＪで、かつディスク中心線Ｄ
ＣＬに平行な位置と交点Ｐ２との距離をＤＲとし、距離
・ディスク幅比をＲＤとするとき、距離・ディスク幅比
ＲＤ＝ＤＲ／ＷＤを、
【数６】ＲＤ ≦ ０．３ に設定したものである。
【００４２】一般に、翼有効部５における翼植込み部１
０の端部１６ａ，１６ｂは、ドレン化した蒸気と直接接
触する領域であり、腐食の環境下にある。このため、翼
植込み部１０の端部１６ａ，１６ｂは、図４の破線で示
す許容最高応力値σ１よりも低い応力値になるように設
計し、腐食を発生させないことが必要とされる。
０の端部１６ａ，１６ｂは、ドレン化した蒸気と直接接
触する領域であり、腐食の環境下にある。このため、翼
植込み部１０の端部１６ａ，１６ｂは、図４の破線で示
す許容最高応力値σ１よりも低い応力値になるように設
計し、腐食を発生させないことが必要とされる。
【００４３】本実施形態は、このような点を考慮したも
ので、図３に示すように、翼植込み部１０に発生する応
力値σが例えば図４の破線で示す許容最高応力値σ１に
なったとしても、軸方向Ｘの中間部分で発生させるよう
にし、その端部１６ａ，１６ｂに発生する応力値が破線
で示す許容最高応力値σ１よりも低くなるように、距離
・ディスク幅比ＲＤを、ＲＤ≦０．３の範囲に設定した
ものである。なお、図４中、距離・ディスク幅比ＲＤ＝
０．０は、アキシャルエントリークリスマスの翼植込み
部の軸方向応力分布線図を、また距離・ディスク幅比Ｒ
Ｄ＝０．１５およびＲＤ＝０．３はカーブドエントリー
クリスマスの翼植込み部の軸方向応力分布線図の一例を
それぞれ示している。
ので、図３に示すように、翼植込み部１０に発生する応
力値σが例えば図４の破線で示す許容最高応力値σ１に
なったとしても、軸方向Ｘの中間部分で発生させるよう
にし、その端部１６ａ，１６ｂに発生する応力値が破線
で示す許容最高応力値σ１よりも低くなるように、距離
・ディスク幅比ＲＤを、ＲＤ≦０．３の範囲に設定した
ものである。なお、図４中、距離・ディスク幅比ＲＤ＝
０．０は、アキシャルエントリークリスマスの翼植込み
部の軸方向応力分布線図を、また距離・ディスク幅比Ｒ
Ｄ＝０．１５およびＲＤ＝０．３はカーブドエントリー
クリスマスの翼植込み部の軸方向応力分布線図の一例を
それぞれ示している。
【００４４】このように、本実施形態では、蒸気のドレ
ン化による腐食環境下にある翼植込み部１０の端部１６
ａ，１６ｂに発生する応力値σが許容最高応力値σ１以
下になるように、距離・ディスク幅比ＲＤを、ＲＤ≦
０．３の範囲に設定したので、タービン動翼に安定した
運転を行わせることができる。
ン化による腐食環境下にある翼植込み部１０の端部１６
ａ，１６ｂに発生する応力値σが許容最高応力値σ１以
下になるように、距離・ディスク幅比ＲＤを、ＲＤ≦
０．３の範囲に設定したので、タービン動翼に安定した
運転を行わせることができる。
【００４５】図５は、本発明に係るタービン動翼の第３
実施形態を示す概略図である。
実施形態を示す概略図である。
【００４６】本実施形態は、翼有効部５の前縁１３側の
背側１７から外側に向って突き出た前縁スナッバカバー
７ａの翼有効部５への接続点Ｍを後縁１４側に向って延
ばすとともに、翼有効部５の後縁１４側の腹側１８から
外側に向って突き出た後縁スナッバカバー７ｂの翼有効
部５への接続点Ｎを前縁１３側に向って延ばし、接続点
Ｍ，Ｎを互いにラップさせたものである。
背側１７から外側に向って突き出た前縁スナッバカバー
７ａの翼有効部５への接続点Ｍを後縁１４側に向って延
ばすとともに、翼有効部５の後縁１４側の腹側１８から
外側に向って突き出た後縁スナッバカバー７ｂの翼有効
部５への接続点Ｎを前縁１３側に向って延ばし、接続点
Ｍ，Ｎを互いにラップさせたものである。
【００４７】従来、翼有効部５の前縁１３側の背側１７
から外側に向って突き出た前縁スナッバカバー７ａの翼
有効部５への接続点Ｍと、翼有効部５の後縁１４側の腹
側１８から外側に向って突き出た後縁スナッバカバー７
ｂの翼有効部５への接続点Ｎとは、図６に示すように、
互いに離れており、ラップする状態になかった。このた
め、前縁スナッバカバー７ａおよび後縁スナッバカバー
７ｂは、運転中に発生する曲げモーメントＭＬＥ，Ｍ
ＴＥにより、破線で示すカバー付根部分ＣＡＲ１，ＣＡ
Ｒ２に過大な応力が発生し、材料強度低下の要因になっ
ていた。
から外側に向って突き出た前縁スナッバカバー７ａの翼
有効部５への接続点Ｍと、翼有効部５の後縁１４側の腹
側１８から外側に向って突き出た後縁スナッバカバー７
ｂの翼有効部５への接続点Ｎとは、図６に示すように、
互いに離れており、ラップする状態になかった。このた
め、前縁スナッバカバー７ａおよび後縁スナッバカバー
７ｂは、運転中に発生する曲げモーメントＭＬＥ，Ｍ
ＴＥにより、破線で示すカバー付根部分ＣＡＲ１，ＣＡ
Ｒ２に過大な応力が発生し、材料強度低下の要因になっ
ていた。
【００４８】本実施形態は、このような点を考慮したも
ので、前縁スナッバカバー７ａの翼有効部５への接続点
Ｍを後縁１４側に向って延ばし、後縁スナッバカバー７
ｂの翼有効部５への接続点Ｎを前縁１３側に向って延ば
して互いにラップさせ、各スナッバカバー７ａ，７ｂに
発生する曲げモーメントＭＬＥ，ＭＴＥをラップ部分で
受け持たせたので、曲げ応力を比較的低く抑えることが
でき、タービン動翼に安定した運転を行わせることがで
きる。
ので、前縁スナッバカバー７ａの翼有効部５への接続点
Ｍを後縁１４側に向って延ばし、後縁スナッバカバー７
ｂの翼有効部５への接続点Ｎを前縁１３側に向って延ば
して互いにラップさせ、各スナッバカバー７ａ，７ｂに
発生する曲げモーメントＭＬＥ，ＭＴＥをラップ部分で
受け持たせたので、曲げ応力を比較的低く抑えることが
でき、タービン動翼に安定した運転を行わせることがで
きる。
【００４９】図７は、本発明に係るタービン動翼に適用
される翼平均厚み比分布線図である。
される翼平均厚み比分布線図である。
【００５０】一般に、タービン動翼は、翼長平均径ＰＣ
Ｄから翼長に向って翼断面積を小さくすると、遠心応力
を低く抑えることができる。また、翼のコード長は、タ
ービンディスクへの挿着可能性と、適正ピッチ・コード
比から決定されている。したがって、運転中に発生する
遠心応力を低く抑えるには、翼厚み分布により定められ
る。
Ｄから翼長に向って翼断面積を小さくすると、遠心応力
を低く抑えることができる。また、翼のコード長は、タ
ービンディスクへの挿着可能性と、適正ピッチ・コード
比から決定されている。したがって、運転中に発生する
遠心応力を低く抑えるには、翼厚み分布により定められ
る。
【００５１】本実施形態に係るタービン動翼に適用され
る翼平均厚み比分布は、実験値に基づいてプロットした
もので、図７に示すように、上限翼平均厚み比分布線図
ＵＡＴと下限翼平均厚み比分布線図ＬＡＴとに区分けさ
れる。上限翼平均厚み比分布線図ＵＡＴおよび下限翼平
均厚み比分布線図ＬＡＴのそれぞれを規定したのは、翼
平均厚みを厚くすると翼に高い遠心応力が発生し、逆に
薄くすると翼の剛性が低くなり、蒸気による曲げ応力が
増加することに基づく。なお、図７中、翼平均厚み比
は、翼断面をその断面のコード長で除した平均厚みを％
で表示している。
る翼平均厚み比分布は、実験値に基づいてプロットした
もので、図７に示すように、上限翼平均厚み比分布線図
ＵＡＴと下限翼平均厚み比分布線図ＬＡＴとに区分けさ
れる。上限翼平均厚み比分布線図ＵＡＴおよび下限翼平
均厚み比分布線図ＬＡＴのそれぞれを規定したのは、翼
平均厚みを厚くすると翼に高い遠心応力が発生し、逆に
薄くすると翼の剛性が低くなり、蒸気による曲げ応力が
増加することに基づく。なお、図７中、翼平均厚み比
は、翼断面をその断面のコード長で除した平均厚みを％
で表示している。
【００５２】本実施形態は、翼平均厚み比を図７から求
めると、翼長平均径ＰＣＤで６．０％〜７．０％に、ま
た翼チップ部で２．０％〜３．０％に設定することが最
も好ましい数値である。
めると、翼長平均径ＰＣＤで６．０％〜７．０％に、ま
た翼チップ部で２．０％〜３．０％に設定することが最
も好ましい数値である。
【００５３】このように、本実施形態では、翼長平均径
ＰＣＤで翼平均厚み比を６．０％〜７．０％の範囲に設
定するとともに、翼チップ部で２．０％〜３．０％の範
囲に設定したので、遠心力により発生する応力を低く抑
えることができ、蒸気により曲げ応力や振動応力にも充
分に余裕をもって対応させることができる。
ＰＣＤで翼平均厚み比を６．０％〜７．０％の範囲に設
定するとともに、翼チップ部で２．０％〜３．０％の範
囲に設定したので、遠心力により発生する応力を低く抑
えることができ、蒸気により曲げ応力や振動応力にも充
分に余裕をもって対応させることができる。
【００５４】
【発明の効果】以上の説明のとおり、本発明に係るター
ビン動翼は、翼植込み部をタービンディスクの周方向に
向って突状の湾曲面にしたカーブドエントリークリスマ
スに形成し、カーブドエントリークリスマスの翼植込み
部をタービンディスクに設けた植込み溝に嵌装させたの
で、運転中に発生する遠心力に余裕をもって対応するこ
とができ、安定運転を行うことができる。
ビン動翼は、翼植込み部をタービンディスクの周方向に
向って突状の湾曲面にしたカーブドエントリークリスマ
スに形成し、カーブドエントリークリスマスの翼植込み
部をタービンディスクに設けた植込み溝に嵌装させたの
で、運転中に発生する遠心力に余裕をもって対応するこ
とができ、安定運転を行うことができる。
【００５５】また、本発明に係るタービン動翼は、カー
ブドエントリークリスマスに形成した翼植込み部の、そ
の翼植込み部に設けた翼有効部の前縁をタービンディス
クの周方向に向わせるように配置して余肉を少なくさせ
る一方、カーブドエントリークリスマスの翼植込み部を
挿着させるタービンディスクの植込み溝の取付角を適正
角に設定したので、運転中に発生する応力を低くさせる
ことができるとともに、挿着の際の組立作業を容易にす
ることができる。
ブドエントリークリスマスに形成した翼植込み部の、そ
の翼植込み部に設けた翼有効部の前縁をタービンディス
クの周方向に向わせるように配置して余肉を少なくさせ
る一方、カーブドエントリークリスマスの翼植込み部を
挿着させるタービンディスクの植込み溝の取付角を適正
角に設定したので、運転中に発生する応力を低くさせる
ことができるとともに、挿着の際の組立作業を容易にす
ることができる。
【００５６】また、本発明に係るタービン動翼は、ター
ビンディスクの植込み溝に挿着する翼植込みの両端部
を、運転中に発生する応力が許容最高応力値よりも低く
なるよう距離・ディスク幅比を設定したので、ドレン化
した蒸気との接触による腐食を低く抑制することができ
る。
ビンディスクの植込み溝に挿着する翼植込みの両端部
を、運転中に発生する応力が許容最高応力値よりも低く
なるよう距離・ディスク幅比を設定したので、ドレン化
した蒸気との接触による腐食を低く抑制することができ
る。
【００５７】また、本発明に係るタービン動翼は、翼チ
ップ部に一体削出しの前縁スナッバカバーと後縁スナッ
バカバーとを設け、前縁スナッバカバーおよび後縁スナ
ッバカバーの翼有効部への接続点を互いにラップさせる
とともに、ラップさせた部分にも曲げモーメントを受け
持たせるようにしたので、曲げ応力を比較的低く抑える
ことができる。
ップ部に一体削出しの前縁スナッバカバーと後縁スナッ
バカバーとを設け、前縁スナッバカバーおよび後縁スナ
ッバカバーの翼有効部への接続点を互いにラップさせる
とともに、ラップさせた部分にも曲げモーメントを受け
持たせるようにしたので、曲げ応力を比較的低く抑える
ことができる。
【００５８】また、本発明に係るタービン動翼は、翼平
均厚み比を翼長平均径および翼チップ部のそれぞれで適
正値に設定したので、運転中に発生する遠心力や蒸気の
衝撃等に対し、余裕をもって対応することができる。
均厚み比を翼長平均径および翼チップ部のそれぞれで適
正値に設定したので、運転中に発生する遠心力や蒸気の
衝撃等に対し、余裕をもって対応することができる。
【図１】本発明に係るタービン動翼の第１実施形態を示
すタービン動翼の出口側から見た斜視図。
すタービン動翼の出口側から見た斜視図。
【図２】図１のＡ−Ａ矢視方向から切断した切断平面
図。
図。
【図３】本発明に係るタービン動翼の第２実施形態を示
す概略平面図。
す概略平面図。
【図４】従来の翼植込み部の軸方向の応力を示す翼植込
み部軸方向応力分布線図。
み部軸方向応力分布線図。
【図５】本発明に係るタービン動翼の第３実施形態を示
す翼ップ部概略平面図。
す翼ップ部概略平面図。
【図６】従来のタービン動翼の翼チップ部を示す概略斜
視図。
視図。
【図７】本発明に係るタービン動翼に適用される翼平均
厚み比分布線図。
厚み比分布線図。
【図８】従来の蒸気タービンプラントを示す概略系統
図。
図。
【図９】単機あたりのタービン出力と低圧タービンの最
終段落におけるタービン動翼環状面積との関係を示す線
図。
終段落におけるタービン動翼環状面積との関係を示す線
図。
１ 高圧タービン ２ 中圧タービン ３，４ 低圧タービン ５，５ａ，５ｂ 翼有効部 ６ 翼チップ部 ７ スナッバカバー ７ａ 前縁スナッバカバー ７ｂ 後縁スナッバカバー ８ タービンディスク ９ 翼ルート部 １０ 翼植込み部 １１ スリーブ １２ａ，１２ｂ ラグ部 １３ 前縁 １４ 後縁 １５ 植込み溝 １６ａ，１６ｂ 端部 １７ 背側 １８ 腹側
Claims (6)
- 【請求項１】 翼有効部の翼チップ部に、一体削り出し
の前縁スナッバーカバーと後縁スナッバカバーとを備
え、翼有効部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を
備え、翼有効部の翼ルート部に設けられ、タービンディ
スクの植込み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービ
ン動翼において、上記翼植込み部を上記タービンディス
クの周方向に向って突状の湾曲面に形成したことを特徴
とするタービン動翼。 - 【請求項２】 翼有効部の翼チップ部に、一体削り出し
の前縁スナッバカバーと後縁スナッバカバーとを備え、
翼有効部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を備
え、翼有効部の翼ルート部に設けられ、タービンディス
クの植込み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービン
動翼において、上記翼植込み部を上記タービンディスク
の周方向に向って突状の湾曲面に形成する一方、上記タ
ービンディスクのディスク中心線からディスク前縁列に
向って距離を離して植込み溝中心点を定め、この植込み
溝中心点からの植込み溝中心半径と上記ディスク前縁列
との交点を通る接線と上記ディスク前縁列との植込み部
前縁角をαとし、上記植込み溝中心半径と上記タービン
ディスクのディスク後縁列との交点を通る接線と上記デ
ィスク後縁列との植込み部後縁角をβとし、上記植込み
溝中心半径と上記ディスク前縁列との交点と、上記植込
み溝中心半径と上記ディスク後縁列との交点とを結ぶ植
込み溝スタッガ線と軸方向線との植込み溝スタッガ角を
γとするとき、植込み部前縁角α、植込み部後縁角β、
植込み溝スタッガ角γとのそれぞれの関係式が、 【数１】α＋β−γ ≧ ９０° の範囲になるように、上記タービンディスクに植込み溝
を形成したことを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項３】 翼有効部の翼チップ部に、一体削り出し
の前縁スナッバカバーと後縁スナッバカバーとを備え、
翼有効部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を備
え、翼有効部の翼ルート部に設けられ、タービンディス
クの植込み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービン
動翼において、上記翼植込み部を上記タービンディスク
の周方向に向って突状の湾曲面に形成する一方、上記タ
ービンディスクのディスク中心線からディスク前縁列に
向って距離を離して植込み溝中心点を定め、この植込み
溝中心点からの植込み溝中心半径の上記ディスク中心線
と平行な位置と、上記植込み溝中心半径とディスク後縁
列との交点の距離をＤＲとし、上記タービンディスクの
幅をＷＤとし、距離・ディスク幅比をＲＤ＝ＤＲ／ＷＤ
とするとき、距離・ディスク幅比ＲＤを、 【数２】ＲＤ ≦ ０．３ の範囲に設定したことを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項４】 翼有効部の翼チップ部に、一体削り出し
の前縁スナッバカバーと後縁スナッバカバーとを備え、
翼有効部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を備
え、翼有効部の翼ルート部に設けられ、タービンディス
クの植込み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービン
動翼において、上記前縁スナッバカバーを上記翼有効部
の後縁側に向って延ばして背側に接続させるとともに、
上記後縁スナッバカバーを上記翼有効部の前縁側に向っ
て延ばして腹側に接続させ、上記背側の接続点および上
記腹側の接続点を互いにラップさせたことを特徴とする
タービン動翼。 - 【請求項５】 翼有効部の翼チップ部に、一体削り出し
の前縁スナッバカバーと後縁スナッバカバーとを備え、
翼有効部の中間部分にスリーブを介装してラグ部を備
え、翼有効部の翼ルート部に設けられ、タービンディス
クの植込み溝に嵌装させる翼植込み部を備えたタービン
動翼において、上記翼植込み部を上記タービンディスク
の周方向に向って突状の湾曲面に形成する一方、上記翼
有効部の翼断面をコード長で除した翼平均厚み比を、上
記翼有効部の翼チップ部で２．０％〜３．０％の範囲に
設定するともとに、上記翼有効部の翼長平均径で、６．
０％〜７．０％の範囲に設定したことを特徴とするター
ビン動翼。 - 【請求項６】 請求項１〜５に記載のタービン動翼を、
出力６００ＭＷ〜７００ＭＷ、高圧タービン、中圧ター
ビン、低圧タービンの各１台のタービン部を組み合せた
タンデムコンパウンドで、上記低圧タービンの最終段落
における環状面積が１１．５ｍ２以上のものに適用した
ことを特徴とするタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11082435A JP2000274201A (ja) | 1999-03-25 | 1999-03-25 | タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11082435A JP2000274201A (ja) | 1999-03-25 | 1999-03-25 | タービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000274201A true JP2000274201A (ja) | 2000-10-03 |
Family
ID=13774490
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11082435A Pending JP2000274201A (ja) | 1999-03-25 | 1999-03-25 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000274201A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6682306B2 (en) | 2001-08-30 | 2004-01-27 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Moving blades for steam turbine |
| EP2177714A2 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-21 | General Electric Company | Blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| CN112627901A (zh) * | 2020-12-18 | 2021-04-09 | 杭州汽轮动力集团有限公司 | 一种大负荷透平末级动叶片 |
-
1999
- 1999-03-25 JP JP11082435A patent/JP2000274201A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6682306B2 (en) | 2001-08-30 | 2004-01-27 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Moving blades for steam turbine |
| EP2177714A2 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-21 | General Electric Company | Blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| EP2177714A3 (en) * | 2008-10-14 | 2014-03-26 | General Electric Company | Blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| CN112627901A (zh) * | 2020-12-18 | 2021-04-09 | 杭州汽轮动力集团有限公司 | 一种大负荷透平末级动叶片 |
| CN112627901B (zh) * | 2020-12-18 | 2022-08-12 | 杭州汽轮动力集团有限公司 | 一种大负荷透平末级动叶片 |
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