JP2010265770A

JP2010265770A - タービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置

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Publication number: JP2010265770A
Application number: JP2009115822A
Authority: JP
Inventors: Takeshi Tanaka; 健田中; Haruhiko Asaka; 晴彦浅香; Junya Michinishi; 順哉道西; Keiichiro Miyajima; 慶一郎宮島; Kazuishi Mori; 一石森
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2009-05-12
Filing date: 2009-05-12
Publication date: 2010-11-25
Also published as: CN102414399A; US20100288052A1; KR20110134459A; WO2010131519A1; EP2431576A1

Abstract

【課題】翼部とシュラウドの境界部に耐エロージョン性材料を溶接肉盛した部分における、内在欠陥を静的な方法で、タービン翼単体で精度良くテストできる、タービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置を提供することが課題である。
【解決手段】タービン翼１０における翼根１８を翼根保持部２０に装填し、翼根保持部２０外から翼根１８に遠心力方向の力を加えて翼根１８の翼根保持部２０への嵌合ガタを排除した状態で、シュラウド１２にタービン運転中の遠心力に相当する押圧力を加えると共に、前記シュラウド１２における押圧力印加部位と対向する部位を固定し、タービンの運転により生じるタービン翼１０のねじり戻り変形と遠心力とに相当する押圧力をシュラウド１２に加え、前記溶接肉盛部の遠心応力模擬試験を実施するようにした。
【選択図】図１

Description

本発明はタービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置に係り、特に、タービン翼の振動防止のために前記タービン翼の端部に設けられるシュラウドの、溶接肉盛部が翼の回転に伴って受ける遠心応力を、簡単な方法、装置で効率良く模擬試験できるようにした、タービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置に関するものである。

発電用などの蒸気タービンに用いられるタービン翼は、大出力の要求に応えるために、図５に示したような４０インチを越える長大翼が製作されている。この図５において、（Ａ）はタービンの長大翼の構成の一例斜視図で、（Ｂ）、（Ｃ）は、運転時にシュラウド５２、スタブ５４にかかるねじり戻りモーメントを矢印で示した図、（Ｄ）、（Ｅ）は、このねじり戻りモーメントにより、全周のシュラウド５２、スタブ５４同士が当接して全周リング翼構造になった状態を示した図である。

こういった蒸気タービンの長大翼では、運転中のタービン翼の振動を抑えるために図５（Ａ）に示したように、タービン翼５０の先端にシュラウド５２を、中央部にスタブ５４を設けることがおこなわれている。すなわち蒸気タービンにおけるロータの周りに取り付けられた個々のタービン翼５０には、運転中、先端部（シュラウド５２の部分）には図５（Ｂ）に、中央部付近（スタブ５４の付近）には図５（Ｃ）に、それぞれ矢印で示したようなねじり戻りモーメントが加わる。

そのためシュラウド５２、スタブ５４が設けられたタービン翼５０は、図５（Ｄ）、図５（Ｅ）に示したように、このねじり戻りモーメントによって全周のシュラウド５２、スタブ５４同士が当接して全周リング翼構造になる。すなわち蒸気タービンでは、タービン翼５０のねじり戻り変形を利用し、隣接するシュラウド５２やスタブ５４同士を当接させて接触面に生じる摩擦力により、振動を減衰させるようにしているわけである。なお、この図５において５６は、タービン翼５０を蒸気タービンのロータに装着するためのセレーション（翼根）である。

一方、例えば４０インチを越える長大翼は、３６００ｒｐｍで回転させるとシュラウド５２の周速がマッハ２近く、またはそれを越えるスピードになる。これが蒸気によって回転するため、タービン翼５０には微細な水の粒子と衝突することになって、エロージョンとよばれる侵食が生じることがある。このエロージョンは硬い材料に対しては侵食が進まないため、タービン翼５０の形状、周速などで決まる最も侵食され易い部位、例えば図５（Ａ）に５８で示したようにシュラウド５２と翼部６０の境界部に、耐エロージョン性に優れたステライト（デロロ・ステライト・ホールディングス・コーポレーションの登録商標）などを溶接肉盛することがおこなわれている。

溶接肉盛した部分には、内在欠陥が生じることがあるが、ステライトなどは耐エロージョン性には優れているが靱性が低く、遠心応力を負荷すると内在欠陥が表出することがある。すなわち前記したようにマッハ２、又はそれを越える周速でシュラウド５２が回転すると、シュラウド５２の質量にもよるが、シュラウド５２にかかる遠心力が５ｔを越えることがあり、溶接肉盛した部分５８には、このような遠心力がかかると、硬い方の材料はより靭性が低いために内在欠陥が生じると共に、これが表面化するおそれがある。

このように溶接肉盛した部分に遠心応力が作用する場合に、内在欠陥により生じる問題に対しては、例えば蒸気タービンのロータの試験装置に、図５（Ａ）に示した翼５０を装着し、モータなどで定格の１１５％相当の回転速度で回転させ、実際にロータに遠心応力を負荷することによって、ロータ全体の健全性を確認するためのＨＳＢ（High Speed Balance）テストという方法がある。そして、このテスト後に、超音波などを用いて溶接肉盛部の状態を検査することが行われている。

しかしながら、蒸気タービンのロータにタービン翼を装着すると、直径はタービン翼単体の長さの３倍近くになって大きなスペースを必要とする。またこのＨＳＢテストは、タービン翼５０を高速回転させたときの空気抵抗を軽減させる必要があることから、試験装置全体を収容した部屋を真空にしてテストを行うための大型の真空室が必要になる。更に、真空室を真空にするための大容量の真空ポンプが必要であると共に真空にするまでに時間がかかり、それだけ大きなコストを必要とする。しかも、こういったＨＳＢテストは出荷までの最終工程近くで行われるが、テストの結果、欠陥が発見されればタービン翼５０の補修を行い、試験装置に装着し、再度のテストをおこなう必要があることから、工程の大きな出戻りが生じてしまうおそれがある。

こういった応力負荷状態の試験装置としては、例えば特許文献１に、所定の曲げ応力負荷を維持した状態で耐環境性を評価できる応力負荷耐環境性評価法を提供するため、試料に曲げ荷重を負荷する治具と治具を内部に収納できる容器をもち、容器内雰囲気の温度、圧力及び組成を調整できる疑似環境再現装置と、治具に荷重する荷重装置とを備えた応力負荷耐環境性評価装置が示されている。

また特許文献２には、先端にシュラウドのような翼の連結構造物、および長手方向の一部に遠心力によりシールピン溝に押しつけられるシールピンにより隣接した翼を連結させる翼の連結構造部、をもつタービン翼における振動の測定方法に係わるものではあるが、セレーション（翼根）を固定する治具により翼の根元部を所定の状態に固定する第一の工程と、シュラウドを両側から略等しい力で押さえて固定する治具、及びシールピンを遠心力相当の力（翼の長手方向先端側に向けた力）でシールピン溝に押しつけて固定する治具と、これら治具への荷重付加機構、該荷重の検出器、を設けた装置で所定の拘束力により拘束する第二の工程と、翼の金体の振動を測定する第三の工程とからなる翼の振動測定方法が示されている。

特開平１０−１８５７９８号公報特開平２−２９７０３７号公報

しかしながら、特許文献１に示された応力負荷耐環境性評価装置は、所定の曲げ応力負荷を維持した状態で耐環境性を評価するための装置であり、前記したように遠心応力により、タービン翼５０、シュラウド５２の母材にステライトなどの溶接肉盛した部分５８における、界面部分の内在欠陥のテストには使用できない。

また特許文献２に示された翼の振動測定方法では、翼の根元部を固定する治具、シュラウドを固定する治具、シールピンを遠心力相当の力でシールピン溝に押しつけて固定する治具、とにより翼を固定しているが、この特許文献２は翼の振動測定方法であり、特許文献１と同様、翼５０、シュラウド５２の母材にステライトなどを溶接肉盛した部分５８における、界面部分の内在欠陥のテストには応用できない。

そのため本発明においては、従来のＨＳＢテストのように、大型の真空室や大容量の真空ポンプを必要とせず、また、前記真空室を真空するまでに長時間を要するようなことがなく、タービン翼とシュラウドの境界部に、溶接肉盛した部位における遠心応力を、静的な方法を用いてタービン翼単体で模擬テストできる、タービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置を提供することが課題である。

上記課題を解決するため本発明になるタービン翼の遠心応力模擬試験方法は、
タービン翼の端部にシュラウドを、タービンロータへの装着側に翼根を有し、前記シュラウドと前記タービン翼の端部との境界部に溶接肉盛部を設けたタービン翼における、前記溶接肉盛部への遠心力に対する影響を模擬するためのタービン翼の遠心応力模擬試験方法であって、
前記タービン翼における前記翼根を翼根保持部に装填し、前記翼根保持部外から前記翼根に遠心力方向の力を加えて前記翼根の前記翼根保持部への嵌合ガタを排除した状態で、前記シュラウドにおける前記溶接肉盛部を設けた側に、タービン運転中の遠心力と運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加えると共に、前記シュラウドにおける前記押圧力の印加部位と対向する部位を固定し、前記溶接肉盛部の遠心応力模擬試験を実施することを特徴とする。

そしてこの方法を実施するタービン翼の遠心応力模擬試験装置は、
タービン翼の端部にシュラウドを、タービンロータへの装着側に翼根を有し、前記シュラウドと前記タービン翼の端部との境界部に溶接肉盛部を設けたタービン翼における、前記溶接肉盛部への遠心力に対する影響を模擬するためのタービン翼の遠心応力模擬試験装置であって、
前記翼根を装填する翼根保持部と、該翼根保持部外から前記翼根に前記タービン翼に加わる遠心力方向の力を加えて前記翼根と前記翼根保持部との嵌合ガタを排除する第１の油圧装置と、前記シュラウドにおける前記溶接肉盛部を設けた側に、運転中の遠心力と運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加える第２の油圧装置と、前記シュラウドにおける前記第２の油圧装置による押圧力を加える部位と対向した部位を固定する第１の固定装置と、前記翼根保持部に装填された前記タービン翼と平行に設けられ、前記第２の油圧装置と第１の固定装置とをそれぞれ支持する第１と第２の支柱とからなり、前記第２の油圧装置により加えた押圧力で、蒸気タービンの運転により前記溶接肉盛部に加わる応力を模擬することを特徴とする。

このようにタービン翼の翼根を翼根保持部に装填して遠心力方向に押圧し、嵌合ガタを排除した状態としてシュラウドに、遠心力と、運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加えると共に、対向する部位を固定することで、シュラウドと前記タービン翼の端部の境界部に設けた溶接肉盛部に対し、タービン翼に加わるねじり戻り変形と遠心力とを正確に模擬した押圧力を加えることができる。そのため、ステライトなどの耐エロージョン性に優れてはいるが靱性の低い材料を溶接肉盛した部分に、どのような応力が加わっているか、を、静的な方法で、かつ、タービン翼単体で、精度良く模擬できる、タービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置を提供することができる。

また本発明では、従来のＨＳＢテストのように、大型の真空室や大容量の真空ポンプを必要とせず、また、前記真空室を真空するまでに長時間を要するようなことがなく、簡単に模擬試験を実施することができるから、この模擬試験後、溶接肉盛部を、超音波などを用いて検査することで、容易に、正確に、溶接肉盛した部位における界面部分の内在欠陥を検査することができる。

そして、前記溶接肉盛部を前記シュラウドにおける作動流体入り口側に設けると共に、前記入り口側にタービン運転中の遠心力と運転により生じる前記タービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加え、前記シュラウドの作動流体出口側を固定し、そのため、前記第１の固定装置は前記シュラウドにおける作動流体出口側に、前記第２の油圧装置は前記シュラウドにおける作動流体入り口側にそれぞれ設けられて、前記第２の油圧装置は、前記タービン翼の遠心力方向、かつ、前記タービン翼のねじり戻り変形方向に前記シュラウドを押圧するよう配置されていることで、運転中に溶接肉盛部にかかる応力を正確に模擬することができる。

また、前記タービン翼は翼の長手方向中央部の表裏に運転中のねじり戻り変形で隣り合う翼と互いに当接するスタブを備え、前記スタブを固定した状態で前記シュラウドへの押圧力を加え、そのため、前記第１と第２の支柱は前記スタブを固定する第２の固定装置を備えていることで、さらに精度の良いタービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置を提供することができる。

以上記載のごとく本発明になるタービン翼の遠心応力模擬試験方法及び装置は、タービン翼とシュラウドの境界部にエロージョン防止用溶接肉盛した部分における、各材料の界面の部分の内在欠陥を見いだすための遠心応力模擬試験を、静的な方法で、タービン翼単体で実施することができる。従って、従来のＨＳＢテストのように、大型の真空室や大容量の真空ポンプを必要とせず、また、前記真空室を真空するまでに長時間を要するようなことがなく、効率的に、精度良くタービン翼の遠心応力模擬試験を実施することができる。

本発明になるタービン翼の遠心応力模擬試験装置の概略側面図である。本発明になるタービン翼の遠心応力模擬試験装置の概略平面図である。本発明になるタービン翼の遠心応力模擬試験方法を実施するタービン翼１０の（Ａ）、（Ｂ）が一例全体図、（Ｃ）、（Ｄ）がシュラウド１２とその溶接肉盛部１２４の図である。タービン翼１０の溶接肉盛部１２４のＦＥＭ解析（有限要素法：Finite Element Method）による応力分布図である。タービン翼の構成の一例を示した図である。

以下、図面を参照して本発明の好適な実施例を例示的に詳しく説明する。但しこの実施例に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は特に特定的な記載がない限りはこの発明の範囲をそれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例に過ぎない。

図３は、本発明になるタービン翼の遠心応力模擬試験方法を実施するタービン翼の（Ａ）が一例斜視図、（Ｂ）がその側面図、（Ｃ）はそれぞれのタービン翼に設けられたシュラウドが運転中に当接する状態を説明するための図、（Ｄ）はシュラウドの溶接肉盛部の斜視図である。

前記図５で説明したように、タービン翼１０は前記タービン翼の端部にシュラウド１２、図示していないタービンロータへの装着側に翼根（セレーション）１８、そして翼の長手方向中央部にスタブ１４、１６を有している。翼根（セレーション）１８は、逆３角形状に形成されて側面に凹凸を有している。一方、図示していないタービンロータには、翼根１８の形状に対応する翼溝が形成されており、前記翼溝に装填したとき、タービン翼１０が遠心力で離脱しないようになっている。またタービン翼１０はこの翼根１８から図５に示したようにねじられて立設されている。

そして、それぞれのタービン翼１０に設けられたシュラウド１２は、図３（Ｃ）に示したように、蒸気タービンの運転により生じるタービン翼１０のねじり戻り変形で互いの当接部１２０、１２２が当接し、全周のシュラウド１２同士が当接することで全周リング翼構造となる。なお、これはスタブ１４、１６も同様である。また、それぞれのシュラウド１２における作動流体としての蒸気の入り口側には、前記したようにエロージョンによる侵食を防止するため、図３（Ｄ）に示したように、１２４で示した溶接肉盛が施されている。

このような構成のタービン翼１０における、溶接肉盛部１２４に対する遠心応力の模擬試験装置の一例の概略側面図が図１であり、概略平面図が図２である。なお、図１は図２にＢ−Ｂ’で示した位置から見た側面図で、図２は（Ａ）がこのタービン翼固定装置の概略平面図、（Ｂ）が図１にＡ−Ａ’で示した位置から見たタービン翼におけるスタブ固定構造である。図１、図２において１０は図３で説明したタービン翼、１２はシュラウド、１４、１６はスタブ、１８は翼根であり、２０は翼根１８を固定するための翼根保持部、２２はその翼根１８の装填部、２４は装置の基台であり、タービン翼１０は翼根保持部２０に装着される。翼根保持部２０の翼根装填部２２は、翼根１８の側面に設けた凹凸に対応した凹凸を有し、装填された翼根１８は、翼根保持部２０に設けられた穴２６を介して図示していない油圧装置（第１の油圧装置）からの押圧力で、図上、下から、すなわちタービン翼１０に加わる遠心力方向の力が加えられ、翼根１８と翼根保持部２０との嵌合ガタが排除される。

２８、３０はＨ型鋼などで形成し、翼根保持部２０に翼根１８を装着したタービン翼１０と平行に設けられた支柱である。支柱２８に設けられた横梁２９には、シュラウド１２を押圧するため、シュラウド１２における当接部１２０の形状を一部に設けた、シュラウドホルダ３４を有した油圧装置（第２の油圧装置）３２が設けられている。また支柱３０には、シュラウド１２における油圧装置（第２の油圧装置）３２で押圧する部位と対向した部位を固定する、シュラウド固定装置（第１の固定装置）３６が設けられている。３８、４０は、Ｌ型鋼４２、４４で支柱２８、３０に取り付けられ、タービン翼１０のスタブ１４、１６を固定する固定装置（第２の固定装置）である。

シュラウド固定装置（第１の固定装置）３６、スタブ固定装置（第２の固定装置）３８、４０は、例えばシュラウド１２、スタブ１４、１６のそれぞれに３方向から接触するボルトなどを備え、翼根保持部２０に装填したタービン翼１０におけるシュラウド１２、スタブ１４、１６の位置が多少変位していても、それらボルトを繰り出すことで接触できるようにし、変位方向によらずにシュラウド１２、スタブ１４、１６を固定できるようにする。

このように構成したタービン翼の遠心応力模擬試験装置は、まずタービン翼１０の翼根１８を翼根保持部２０に装着し、図示していない第１の油圧装置により穴２６からこの翼根１８に遠心力方向（図１において図上、上方向）の力を加え、翼根１８の翼根保持部２０への嵌合ガタを排除する。その後、図１、図２に示したシュラウド固定装置（第１の固定装置）３６でシュラウド１２における押圧する側とは逆側、すなわち図３（Ｃ）に示す当接部１２２を固定する。また、図１、図２に１４、１６で示したスタブを、スタブ固定装置（第２の固定装置）３８、４０で固定する。

こうして翼根１８の翼根保持部２０への嵌合ガタを排除し、シュラウド１２における押圧する側とは逆側、及びスタブ１４、１６、を固定したら、最後にシュラウドホルダ３４をシュラウド１２の図３（Ｃ）に示す当接部に１２０に当て、油圧装置（第２の油圧装置）３２により、タービン翼１０のシュラウド１２にかかる遠心力、及び運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形に相当する押圧力で、シュラウド１２の当接部１２０（図３参照）を押圧する。

すると、シュラウド１２の当接部１２０の位置には、遠心力、及び運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形に相当の力が加わるため、タービン翼１０には図２に「ひずみ方向」として示した方向のねじり戻り変形力が加わる。そのため、図３（Ｄ）に示す溶接肉盛部１２４には、これらタービン翼１０に加わったねじり戻り変形力、シュラウド１２の当接部１２０の位置への遠心力相当の力による応力が加わり、静的な方法で、かつ、タービン翼単体で、タービン翼１０を蒸気タービンのロータに装着して実施したＨＳＢテストと同様、タービン翼の遠心応力模擬試験を精度良く実施することができる。

図４は、タービン翼１０の端部とシュラウド１２の境界部に施した、溶接肉盛部１２４（図３（Ｄ）参照）のＦＥＭ解析（有限要素法：Finite Element Method）による応力分布図で、Ｃａｓｅ０と記したのはＨＳＢテスト（すなわちシュラウド１２に遠心力による応力が加わった場合）の場合、Ｃａｓｅ１はシュラウド１２の作動流体としての蒸気の入り口側（背側、図３（Ｃ）における当接部１２０側）を押圧（印加）して出口側（腹側、図３（Ｃ）における当接部１２２側）を固定した場合、Ｃａｓｅ２はシュラウド１２の蒸気入り口側（背側）を固定して出口側（腹側）を押圧した場合、Ｃａｓｅ３は蒸気入り口側（背側）、出口側（腹側）両方を押圧した場合である。

まずＣａｓｅ０と記したＨＳＢテストの場合、遠心応力はシュラウド１２に均等にかかり、最も高い応力は腹側が６２で示した部位、背側が６４で示した部分にかけての部位となっている。Ｃａｓｅ１のシュラウド１２における蒸気入り口側を押圧して出口側を固定した場合は、腹側には高い応力分布はなく、背側には６８で示した位置からシュラウド１２の当接部１２０方向、すなわち図３（Ｄ）に示す溶接肉盛部１２４における、シュラウド１２側に高い応力分布が生じている。

Ｃａｓｅ２の、シュラウド１２の蒸気入り口側（背側）を固定して出口側（腹側）を押圧した場合は、腹側のシュラウド１２とはかなり離れた７０の部分に高い応力が生じ、背側はシュラウド１２の突起１２０より腹側に近い方の７２で示した位置に高い応力分布が出ている。最後のＣａｓｅ３として示した、蒸気入り口側（背側）、出口側（腹側）両方を押圧した場合は、腹側が７４で示した位置に、背側が７６で示した位置に高い応力分布が出ている。

これらのことから、シュラウド１２の溶接肉盛部１２４に対する応力分布は、Ｃａｓｅ３の蒸気入り口側（背側）、出口側（腹側）両方を押圧した場合よりも、Ｃａｓｅ１のシュラウド１２における蒸気入り口側を押圧し、出口側を固定した場合が、Ｃａｓｅ０と記したＨＳＢテストの場合に最も近似していて、ＨＳＢテストと同様な結果が得られることがわかる。

本発明によれば、大型の真空室や大容量の真空ポンプを必要とせず、また、前記真空室を真空するまでに長時間を要するようなことがなく、タービン翼１０におけるエロージョン防止用溶接肉盛部を設けた部位の遠心応力を、タービン翼単体で、静的な方法で、効率的に、精度良く模擬試験できるから、溶接肉盛部の内在欠陥を容易に見つけて欠陥のないタービン翼を提供することができる。

１０タービン翼
１２シュラウド
１２０、１２２当接部
１２４溶接肉盛部
１４、１６スタブ
１８翼根（セレーション）
２０翼根保持部
２２翼根装填部
２４基台
２６穴
２８、３０支柱
２９横梁
３２油圧装置（第２の油圧装置）
３４シュラウドホルダ
３６シュラウド固定装置（第１の固定装置）
３８、４０スタブ固定装置（第２の固定装置）
４２、４４Ｌ型鋼

Claims

タービン翼の端部にシュラウドを、タービンロータへの装着側に翼根を有し、前記シュラウドと前記タービン翼の端部との境界部に溶接肉盛部を設けたタービン翼における、前記溶接肉盛部への遠心力に対する影響を模擬するためのタービン翼の遠心応力模擬試験方法であって、
前記タービン翼における前記翼根を翼根保持部に装填し、前記翼根保持部外から前記翼根に遠心力方向の力を加えて前記翼根の前記翼根保持部への嵌合ガタを排除した状態で、前記シュラウドにおける前記溶接肉盛部を設けた側に、タービン運転中の遠心力と運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加えると共に、前記シュラウドにおける前記押圧力の印加部位と対向する部位を固定し、前記溶接肉盛部の遠心応力模擬試験を実施することを特徴とするタービン翼の遠心応力模擬試験方法。
前記溶接肉盛部を前記シュラウドにおける作動流体入り口側に設けると共に、前記入り口側にタービン運転中の遠心力と運転により生じる前記タービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加え、前記シュラウドの作動流体出口側を固定することを特徴とする請求項１に記載したタービン翼の遠心応力模擬試験方法。
前記タービン翼は翼の長手方向中央部の表裏に運転中のねじり戻り変形で隣り合う翼と互いに当接するスタブを備え、前記スタブを固定した状態で前記シュラウドへの押圧力を加えることを特徴とする請求項２に記載したタービン翼の遠心応力模擬試験方法。
タービン翼の端部にシュラウドを、タービンロータへの装着側に翼根を有し、前記シュラウドと前記タービン翼の端部との境界部に溶接肉盛部を設けたタービン翼における、前記溶接肉盛部への遠心力に対する影響を模擬するためのタービン翼の遠心応力模擬試験装置であって、
前記翼根を装填する翼根保持部と、該翼根保持部外から前記翼根に前記タービン翼に加わる遠心力方向の力を加えて前記翼根と前記翼根保持部との嵌合ガタを排除する第１の油圧装置と、前記シュラウドにおける前記溶接肉盛部を設けた側に、運転中の遠心力と運転により生じるタービン翼のねじり戻り変形とに相当する押圧力を加える第２の油圧装置と、前記シュラウドにおける前記第２の油圧装置による押圧力を加える部位と対向した部位を固定する第１の固定装置と、前記翼根保持部に装填された前記タービン翼と平行に設けられ、前記第２の油圧装置と第１の固定装置とをそれぞれ支持する第１と第２の支柱とからなり、前記第２の油圧装置により加えた押圧力で、蒸気タービンの運転により前記溶接肉盛部に加わる応力を模擬することを特徴とするタービン翼の遠心応力模擬試験装置。
前記溶接肉盛部を前記シュラウドにおける作動流体入り口側に設け、前記第１の固定装置は前記シュラウドにおける作動流体出口側に、前記第２の油圧装置は前記シュラウドにおける作動流体入り口側にそれぞれ設けられて、前記第２の油圧装置は、前記タービン翼の遠心力方向、かつ、前記タービン翼のねじり戻り変形方向に前記シュラウドを押圧するよう配置されていることを特徴とする請求項５に記載したタービン翼の遠心応力模擬試験装置。
前記タービン翼は翼の長手方向中央部の表裏に運転中のねじり戻り変形で隣り合う翼と互いに当接するスタブを備え、前記第１と第２の支柱は前記スタブを固定する第２の固定装置を備えていることを特徴とする請求項５に記載したタービン翼の遠心応力模擬試験装置。