【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は軸流タービンにおけるロータに設けられる動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
軸流タービンであるガスタービンや蒸気タービンにおいてロータに設けられる動翼は、翼部と、この翼部の基端に連続するシャンク部と、このシャンク部に連続する翼根部とを有している。翼部はタービン内部を流れる作動流体を受ける部分であり、翼根部はロータに形成された翼溝（取付け部）の内部に係合されてロータに取付けられる部分である。シャンク部は翼部と翼根部との間にあって翼部を支えている。
【０００３】
従来、この動翼におけるシャンク部は、動翼軸方向に対して直角な方向に沿う断面として平行四辺形、または湾曲した帯形が採用されている。そして、シャンク部はその断面形状の中心軸線を翼部の断面形状の中心軸線と一致するように形成されている。翼部は静翼からの流体を受けるために、断面形状の中心軸線の向きがロータの軸方向に対して所定角度傾斜するように設定されている。このため、シャンク部の断面形状の中心軸線はロータの軸方向に対して所定角度傾斜している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、このような形状に形成されたシャンク部を有する従来の動翼には次に述べる問題がある。すなわち、軸流タービンのロータに設ける動翼では、翼部に流体が衝突すると翼部に内部応力が生じ、この応力がシャンク部に働き、さらにシャンク部から翼根部に働く。また、動翼の翼根部の応力がロータの翼溝（取付け部）に働く。
【０００５】
最近、軸流タービンに対する高効率化の要求に伴う翼長の拡大や負荷の増大により、動翼におけるシャンク部および翼根部とロータの翼溝に働く応力が増大している。この結果、動翼のシャンク部および翼根部に局所的に高い応力が発生し、動翼の寿命が低下し、また動翼が破損するおそれがある。
【０００６】
本発明は、シャンク部および翼根部における局所的な応力の発生を抑え、寿命を増大および破損の防止を図った軸流タービンにおける動翼を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
請求項１の発明の軸流タービンにおける動翼は、翼部と、この翼部に連続するシャンク部と、このシャンク部に連続する翼根部とを有し、この翼根部がロータに形成した翼溝に取付けられる動翼において、前記シャンク部における動翼軸方向に対して直角な方向に沿う断面が、前記翼部における動翼軸方向に対して直角な方向に沿う断面と同じ翼形形状であることを特徴とする。なお、同じ翼形形状とは、相似形および近似した形状も含む。
【０００８】
また、前記シャンク部における動翼軸方向に対して直角な方向に沿う断面の形状の中心軸線が前記ロータの軸方向と平行である。
【０００９】
【発明の実施の形態】
本発明の第１の実施の形態について図１および図２を参照して説明する。
図１は軸流タービンであるガスタービンや蒸気タービンにおけるロータに設ける動翼の外観を示す斜視図で、この図ではロータの一部と、このロータの一部に取付けられる動翼を示している。
【００１０】
図１において１は動翼、２はロータ、３はこのロータ２の外周部に形成された翼溝である。すなわち、動翼１はロータ３の外周部にその半径方向に沿って突設されるもので、ロータ３の周方向に複数個が並べて設けられている。図１においてＡは動翼１の軸方向（ロータ半径方向）、Ｂはこの動翼軸方向Ａに対して直角な方向、Ｃはロータ３の軸方向を夫々示している。
【００１１】
この実施の形態における動翼１は、図１に示すように翼部１１と、この翼部１１の動翼内周側端にプラットホーム１３を介して連続するシャンク部１２と、このシャンク部１２の動翼内周側端に連続する翼根部１４とを有するもので、これら翼部１１とシャンク部１２とプラットホーム１３と翼根部１４が動翼軸方向Ａに沿って並べて一体に形成されている。なお、この動翼１１は全体が例えば金属により形成されている。
【００１２】
翼部１１は動翼軸方向Ａに沿って延びるもので、この動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の形状が翼形形状をなしている。この翼部１１の断面形状は後述する図２でも破線で示している。すなわち、翼部１１はその動翼外周側端から動翼内周側端まで同一の翼形形状の断面が連続するものである。
【００１３】
プラットホーム部１３は翼部１１の動翼内周側端に動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿って形成されており、翼部１１の翼形断面より大きい面を有しており、例えば四角形をなしている。このプラットホーム部１３は隣接して設けられる他の動翼１に対して位置決めを行なう機能を有している。
【００１４】
シャンク部１２は翼部１１と翼根部１４との間を結んで柄の役目をなすものである。図２は動翼１のシャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面を模式的に示す図である。シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面は、翼部１１における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面に重なり合う箇所に位置して、翼部１１における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面と同じ翼形形状に形成されている。
【００１５】
同じ翼形形状とは、シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の翼形形状が、翼部１１における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の翼形形状に対して、形状が同じで且つ大きさが同じで全く重なり合う場合と、形状が同じで且つ大きさが異なり（大きい、または小さい）相似形の関係にある場合とを含み、さらに形状面および大きさの面で一部に異なった部分があるが全体として近似した翼形形状である場合を含むものである。
【００１６】
ここでは、図２に示すようにシャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の翼形形状が、翼部１１における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の翼形形状に対して、形状が同じで大きさが小さい相似形をなしている。シャンク部１２の動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の翼形形状の大きさは動翼１の全体の機械的強度を考慮して設定する。
【００１７】
翼根部１４はシャンク部１２の動翼内周側端に連続し且つ動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面に重なり合って形成されている。この翼根部１４における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面は、例えばシャンク部１２の翼形形状断面を囲む長方形をなすものである。この翼根部１４は例えば両側面には翼根部長さ方向に沿う凸部が形成されている。
【００１８】
ロータ２の翼溝３は動翼１１の翼根部１４と同様の断面をなすもので、両側面に溝長さ方向に沿って凹部が形成されている。翼溝３の両端が開放されている。動翼１１の翼根部１４はロータ２の翼溝３の開放端から動翼軸方向に対して直角な方向に沿って移動されて翼根３の内部に挿入されている。これにより翼根部１４に形成された凸部が翼溝３に形成された凹部に係合され、動翼１がロータ２の翼溝３に取付けられる。
【００１９】
そして、図２に示すように動翼１をロータ２に取付けた状態において、翼部１１の断面形状の中心軸線およびシャンク部１２の断面形状の中心軸線Ｄがロータ２の軸方向に対して傾斜している。
【００２０】
このようにこの実施の形態における動翼１は、シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の形状を、翼部１１における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面形状に対して相似形の関係にある翼形形状にしている。このため、シャンク部１２に働く応力の流れを良くして、シャンク部１２および翼根部１４における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。また、翼根部１４に働く応力の流れを良くして、翼根部１４における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。さらに、シャンク部１２の重量を低減できるため、この点からもシャンク部１２および翼根部１４における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。さらに、動翼１の翼根部１４における局所的応力が低減されることにより、翼根部１４からロータ２の翼溝３に作用する応力も低減する。従って、動翼１およびロータ２の寿命を長くして動翼１およびロータ２の破損を防止できる。
【００２１】
図３は第２の実施の形態について示すもので、動翼１のシャンク部１２において動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面を模式的に示す図である。図３はシャンク部１２の形状を除く他の形態は図２と同じで、この同じ各部分は図２と同じ符号を付している。
【００２２】
この実施の形態は、動翼１のシャンク部１２において動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面を、翼部１１における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面に重なり合う箇所に位置して、翼部１１における断面の翼形形状と近似した形状に形成したものである。
【００２３】
ここでは、シャンク部１２の断面は第１の実施の形態に示されるシャンク部１２の断面翼形形状の両端部を切除した形状となっている。なお、翼部１１のシャンク部１２の中心軸線Ｄがロータ２の軸方向に対して傾斜している。
【００２４】
この実施の形態においても、シャンク部１２および翼根部１４に働く応力の流れを良くして、シャンク部１２および翼根部１４における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。また、シャンク部１２の重量を低減できるので、この点からもシャンク部１２および翼根部１４における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。さらに、翼根部１４における局所的応力が低減することにより、翼根部１４からロータ２の翼溝３に作用する応力も低減できる。
【００２５】
図４は第３の実施の形態について示すもので、動翼１のシャンク部１２において動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面を模式的に示す図である。図４はシャンク部１２の形状を除く他の形態が図２と同じで、この同じ各部分は図２と同じ符号を付している。
【００２６】
この実施の形態は、シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の形状の中心軸線Ｄがロータ１の軸方向Ｃと平行となっている。ここでは、シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面は、例えばロータ１の軸方向Ｃに沿う細長い長方形をなしており、この長方形の中心軸線Ｄがロータ１の軸方向Ｃと平行となっている、
この実施の形態の動翼１では、シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の形状の中心軸線Ｄがロータ２の軸方向Ｃと平行であるため、シャンク部１２の向きとロータ２の軸方向Ｃとの間のねじれが小さい。このため、シャンク部１２および翼根部１４における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減する。また、動翼１の翼根部１４における局所的応力が低減することにより、翼根部１４からロータ２の翼溝３に作用する応力も低減できる。従って、動翼１およびロータ２の寿命を増大し、動翼１およびロータ２の破損を防止できる。
【００２７】
しかも、シャンク部１２における動翼軸方向Ａに対して直角な方向Ｂに沿う断面の形状の中心軸線がロータ１の軸方向Ｃと平行でない場合に比較してロータ１の翼溝の加工が容易となる。
【００２８】
なお、本発明は前述した実施の形態に限定されず、種々変形して実施することができる。
【００２９】
【発明の効果】
本発明の軸流タービンにおける動翼によれば、シャンク部における動翼軸線に対して直角な方向に沿う断面が、翼部における動翼の中心軸線に対して直角な方向に沿う断面と同じ翼形形状であるので、シャンク部および翼根部における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。また、シャンク部の重量を低減してシャンク部および翼根部における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減できる。さらに、動翼の翼根部における局所的応力の発生が低減することにより、翼根部からロータの翼溝に作用する応力も低減できる。
【００３０】
また、本発明の軸流タービンにおける動翼によれば、シャンク部における動翼の中心軸線に対して直角な方向に沿う断面の形状の中心軸線がロータの軸方向と平行であるので、シャンク部および翼根部における局所的な高い応力の発生を抑制して局所的応力を低減する。
【００３１】
このため、本発明によれば動翼およびロータの寿命を増大して動翼およびロータの破損を防止できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態における動翼を示す斜視図。
【図２】同実施の形態の動翼におけるシャンク部を模式的に示す断面図。
【図３】第２の実施の形態の動翼におけるシャンク部を模式的に示す断面図。
【図４】第３の実施の形態の動翼におけるシャンク部を模式的に示す断面図。
【符号の説明】
１…動翼
２…ロータ
３…翼溝
１１…翼部
１２…シャンク部
１３…プラットホーム
１４…翼根部
Ａ…動翼軸方向
Ｂ…直角な方向
Ｃ…ロータ軸方向
Ｄ…中心軸線[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a rotor blade provided on a rotor in an axial flow turbine.
[0002]
[Prior art]
BACKGROUND ART A moving blade provided on a rotor in a gas turbine or a steam turbine which is an axial turbine has a blade portion, a shank portion continuous to a base end of the blade portion, and a blade root portion continuous to the shank portion. . The blade portion is a portion that receives the working fluid flowing inside the turbine, and the blade root portion is a portion that is engaged with the inside of a blade groove (mounting portion) formed in the rotor and is mounted on the rotor. The shank is located between the wing and the root and supports the wing.
[0003]
Conventionally, the shank portion of this blade has a parallelogram or a curved band shape as a cross section along a direction perpendicular to the blade axis direction. The shank portion is formed such that the central axis of the cross-sectional shape coincides with the central axis of the cross-sectional shape of the wing portion. The wing portion is set so that the direction of the central axis of the cross-sectional shape is inclined at a predetermined angle with respect to the axial direction of the rotor in order to receive the fluid from the stationary blade. For this reason, the central axis of the cross-sectional shape of the shank portion is inclined at a predetermined angle with respect to the axial direction of the rotor.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
However, the conventional blade having the shank portion formed in such a shape has the following problems. That is, in the rotor blade provided in the rotor of the axial flow turbine, when a fluid collides with the blade portion, an internal stress is generated in the blade portion, and this stress acts on the shank portion and further acts on the blade root portion from the shank portion. Further, the stress at the blade root portion of the moving blade acts on the blade groove (attachment portion) of the rotor.
[0005]
Recently, the stress acting on the shank portion and blade root portion of the rotor blade and the blade groove of the rotor has increased due to the increase in blade length and load accompanying the demand for higher efficiency of the axial flow turbine. As a result, locally high stress is generated in the shank portion and blade root portion of the moving blade, and the life of the moving blade may be shortened, and the moving blade may be damaged.
[0006]
SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a rotor blade in an axial flow turbine that suppresses local stress generation at a shank portion and a blade root portion, increases life, and prevents breakage.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
A rotor blade in the axial flow turbine according to the first aspect of the present invention has a blade portion, a shank portion continuous with the blade portion, and a blade root portion continuous with the shank portion, and the blade root portion is formed on a rotor. In the blade attached to the groove, a cross section of the shank portion along a direction perpendicular to the blade axis direction has the same airfoil shape as a cross section of the blade portion along a direction perpendicular to the blade axis direction. There is a feature. The same airfoil shape includes a similar shape and an approximate shape.
[0008]
Further, a center axis of a cross section of the shank portion along a direction perpendicular to the blade axis direction is parallel to the axial direction of the rotor.
[0009]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
FIG. 1 is a perspective view showing the appearance of a moving blade provided on a rotor of a gas turbine or a steam turbine which is an axial flow turbine. FIG. 1 shows a part of the rotor and a moving blade attached to the part of the rotor. .
[0010]
In FIG. 1, reference numeral 1 denotes a moving blade, 2 denotes a rotor, and 3 denotes a blade groove formed on an outer peripheral portion of the rotor 2. That is, the rotor blades 1 protrude from the outer peripheral portion of the rotor 3 along the radial direction thereof, and a plurality of rotor blades 1 are provided side by side in the circumferential direction of the rotor 3. In FIG. 1, A indicates the axial direction of the rotor blade 1 (rotor radial direction), B indicates the direction perpendicular to the rotor blade axis direction A, and C indicates the axial direction of the rotor 3.
[0011]
As shown in FIG. 1, a moving blade 1 according to this embodiment has a wing portion 11, a shank portion 12 that is continuous with a moving blade inner peripheral end of the wing portion 11 via a platform 13, The blade has a blade root 14 that is continuous with the inner peripheral side end of the rotor blade. The blade 11, the shank 12, the platform 13, and the blade root 14 are integrally formed side by side along the rotor blade axial direction A. Note that the entire moving blade 11 is formed of, for example, metal.
[0012]
The blade section 11 extends along the moving blade axis direction A, and has a blade-shaped cross section along a direction B perpendicular to the moving blade axis direction A. The cross-sectional shape of the wing portion 11 is indicated by a broken line in FIG. That is, the blade section 11 has the same airfoil-shaped cross section continuously from the rotor blade outer peripheral end to the rotor blade inner peripheral end.
[0013]
The platform section 13 is formed at the inner peripheral side end of the blade section 11 along a direction B perpendicular to the blade axis direction A, and has a surface larger than the blade section of the blade section 11. , For example, in the shape of a rectangle. The platform portion 13 has a function of positioning with respect to another blade 1 provided adjacently.
[0014]
The shank portion 12 connects the wing portion 11 and the wing root portion 14 to serve as a handle. FIG. 2 is a diagram schematically showing a cross section of the shank portion 12 of the bucket 1 along a direction B perpendicular to the bucket axis direction A. The cross section of the shank portion 12 along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A is located at a position overlapping the cross section of the blade portion 11 along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A. 11 has the same airfoil shape as the cross section along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A.
[0015]
The same airfoil shape means that the airfoil shape of the cross section along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A in the shank portion 12 is along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A in the wing portion 11. A case where the shape is the same and the size is the same and completely overlaps with the airfoil shape of the cross section; and a case where the shape is the same and the size is different (larger or smaller) and similar to each other, Further, this includes a case where the shape of the airfoil is similar to the shape of the airfoil as a whole, although there are some differences in shape and size.
[0016]
Here, as shown in FIG. 2, the airfoil shape of the cross section along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A in the shank portion 12 is the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A in the blade portion 11. Are similar in shape and smaller in size to the airfoil shape in cross section along the line. The size of the airfoil shape of the cross section along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A of the shank portion 12 is set in consideration of the overall mechanical strength of the moving blade 1.
[0017]
The blade root portion 14 is formed so as to be continuous with the inner circumferential end of the blade of the shank portion 12 and to overlap with a cross section along a direction B perpendicular to the blade axis direction A. The cross section of the blade root portion 14 along the direction B perpendicular to the blade axis direction A is, for example, a rectangle surrounding the airfoil-shaped cross section of the shank portion 12. The blade root 14 has, for example, convex portions formed on both side surfaces along the blade root length direction.
[0018]
The blade groove 3 of the rotor 2 has the same cross section as the blade root portion 14 of the rotor blade 11, and has concave portions formed on both side surfaces along the groove length direction. Both ends of the blade groove 3 are open. The blade root portion 14 of the rotor blade 11 is moved from the open end of the blade groove 3 of the rotor 2 along a direction perpendicular to the blade axis direction and inserted into the blade root 3. As a result, the convex portion formed on the blade root portion 14 is engaged with the concave portion formed on the blade groove 3, and the moving blade 1 is attached to the blade groove 3 of the rotor 2.
[0019]
Then, as shown in FIG. 2, when the rotor blade 1 is attached to the rotor 2, the center axis of the cross-sectional shape of the blade portion 11 and the center axis D of the cross-sectional shape of the shank portion 12 are inclined with respect to the axial direction of the rotor 2. are doing.
[0020]
As described above, the moving blade 1 in this embodiment is configured such that the cross-sectional shape of the shank portion 12 along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A is perpendicular to the moving blade axis direction A of the blade portion 11. The airfoil has a similar shape to the cross-sectional shape along the direction B. For this reason, the flow of the stress acting on the shank portion 12 is improved, and the generation of locally high stress in the shank portion 12 and the blade root portion 14 is suppressed, so that the local stress can be reduced. In addition, the flow of stress acting on the blade root 14 is improved, and the occurrence of locally high stress in the blade root 14 can be suppressed to reduce local stress. Further, since the weight of the shank portion 12 can be reduced, the generation of locally high stress in the shank portion 12 and the blade root portion 14 can be suppressed from this point, and the local stress can be reduced. Furthermore, since the local stress in the blade root 14 of the rotor blade 1 is reduced, the stress acting on the blade groove 3 of the rotor 2 from the blade root 14 is also reduced. Therefore, the life of the rotor blade 1 and the rotor 2 can be extended, and damage to the rotor blade 1 and the rotor 2 can be prevented.
[0021]
FIG. 3 shows the second embodiment, and is a diagram schematically showing a cross section of a shank portion 12 of the moving blade 1 along a direction B perpendicular to the moving blade axis direction A. 3 is the same as FIG. 2 except for the shape of the shank portion 12, and the same parts are denoted by the same reference numerals as in FIG.
[0022]
In this embodiment, a cross section of the shank portion 12 of the bucket 1 along a direction B perpendicular to the bucket axis direction A is a cross section of the blade section 11 along a direction B perpendicular to the bucket axis direction A. And is formed in a shape similar to the airfoil shape of the cross section of the wing portion 11.
[0023]
Here, the cross section of the shank portion 12 has a shape obtained by cutting off both ends of the wing-shaped cross section of the shank portion 12 shown in the first embodiment. Note that the center axis D of the shank portion 12 of the wing portion 11 is inclined with respect to the axial direction of the rotor 2.
[0024]
Also in this embodiment, the flow of stress acting on the shank portion 12 and the blade root portion 14 is improved, and the generation of locally high stress in the shank portion 12 and the blade root portion 14 is suppressed, so that the local stress can be reduced. In addition, since the weight of the shank portion 12 can be reduced, the generation of locally high stress in the shank portion 12 and the blade root portion 14 can be suppressed from this point, and the local stress can be reduced. Further, since the local stress at the blade root 14 is reduced, the stress acting on the blade groove 3 of the rotor 2 from the blade root 14 can also be reduced.
[0025]
FIG. 4 shows the third embodiment, and is a diagram schematically showing a cross section of a shank portion 12 of the moving blade 1 along a direction B perpendicular to the moving blade axis direction A. 4 is the same as FIG. 2 except for the shape of the shank portion 12, and the same parts are denoted by the same reference numerals as in FIG.
[0026]
In this embodiment, a center axis D of a cross section along a direction B perpendicular to a moving blade axis direction A of the shank portion 12 is parallel to the axial direction C of the rotor 1. Here, a cross section of the shank portion 12 along a direction B perpendicular to the moving blade axis direction A is, for example, an elongated rectangle along the axial direction C of the rotor 1. Parallel to the axial direction C,
In the moving blade 1 of this embodiment, the center axis D of the cross section along the direction B perpendicular to the moving blade axis direction A in the shank portion 12 is parallel to the axial direction C of the rotor 2. The twist between the direction of 12 and the axial direction C of the rotor 2 is small. For this reason, generation of locally high stress in the shank portion 12 and the blade root portion 14 is suppressed to reduce local stress. Further, since the local stress at the blade root portion 14 of the moving blade 1 is reduced, the stress acting on the blade groove 3 of the rotor 2 from the blade root portion 14 can also be reduced. Therefore, the life of the rotor blade 1 and the rotor 2 can be increased, and damage to the rotor blade 1 and the rotor 2 can be prevented.
[0027]
Moreover, machining of the blade groove of the rotor 1 is easier than when the center axis of the cross-sectional shape of the shank portion 12 along the direction B perpendicular to the blade axis direction A is not parallel to the axial direction C of the rotor 1. It becomes.
[0028]
The present invention is not limited to the above-described embodiment, but can be implemented with various modifications.
[0029]
【The invention's effect】
According to the blade in the axial flow turbine of the present invention, the cross section of the shank portion along the direction perpendicular to the blade axis is the same as the cross section of the blade portion along the direction perpendicular to the center axis of the blade. Because of the shape, the local high stress can be suppressed at the shank portion and the blade root portion to reduce the local stress. Further, the weight of the shank portion can be reduced to suppress the occurrence of locally high stress at the shank portion and the blade root portion, thereby reducing the local stress. Further, since the occurrence of local stress at the blade root of the rotor blade is reduced, the stress acting on the blade groove of the rotor from the blade root can also be reduced.
[0030]
Further, according to the blade in the axial flow turbine of the present invention, the center axis of the cross section along a direction perpendicular to the center axis of the blade in the shank portion is parallel to the axial direction of the rotor. In addition, the generation of local high stress in the blade root is suppressed to reduce local stress.
[0031]
For this reason, according to the present invention, the life of the rotor blade and the rotor can be increased, and the rotor blade and the rotor can be prevented from being damaged.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view showing a moving blade according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a sectional view schematically showing a shank portion in the rotor blade according to the embodiment.
FIG. 3 is a cross-sectional view schematically illustrating a shank portion in a bucket according to a second embodiment.
FIG. 4 is a cross-sectional view schematically illustrating a shank portion in a bucket according to a third embodiment.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Blade 2 ... Rotor 3 ... Blade groove 11 ... Blade 12 ... Shank 13 ... Platform 14 ... Blade root A ... Blade axis direction B ... Right angle direction C ... Rotor axis direction D ... Center axis
