JP2016223310A

JP2016223310A - Turbine and turbine application method

Info

Publication number: JP2016223310A
Application number: JP2015107867A
Authority: JP
Inventors: 敦也平野; Atsuya Hirano; 健工藤; Takeshi Kudo
Original assignee: Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2015-05-27
Filing date: 2015-05-27
Publication date: 2016-12-28

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbine and a turbine application method capable of restricting the fretting fatigue from the end of the pressure-receiving surface more than before.SOLUTION: Before shot-peening construction, a stress relief groove 1 is formed so as to bore the position of a contact end 3 at the blade side planting part. The stress relief groove 1 is formed in all the eight neck parts 105 of the blade side planting part and located between a neck bottom 109 of the neck part 105 and a pressure-receiving surface 107. And/or a stress relief groove 2 is formed in eight neck parts of the rotor side planting part.SELECTED DRAWING: Figure 3

Description

本発明は、タービンおよびタービン運用方法に関する。 The present invention relates to a turbine and a turbine operation method.

金属部材の疲労強度を向上させるための表面仕上げとしてショットピーニングが知られている。このショットピーニングをタービン翼植込み部に適用した加工方法として特許文献１に記載のものがある。 Shot peening is known as a surface finish for improving the fatigue strength of metal members. There exists a thing of patent document 1 as a processing method which applied this shot peening to the turbine blade implantation part.

特許文献１に記載の翼植込み部の仕上げ加工方法は、ダブテール形状あるいはクリスマスツリー形状である翼植込み部をワイヤカットで加工し、その後グラスビードまたはショットピーニングで加工面に残留圧縮応力を付加するものである。 The method for finishing the wing implantation part described in Patent Document 1 is to machine the wing implantation part in the dovetail shape or Christmas tree shape by wire cutting, and then add residual compressive stress to the machined surface by glass beads or shot peening. It is.

特開２００４−８４５５０号公報JP 2004-84550 A

蒸気タービン等のタービン翼とロータディスクとを連結する部分は、タービン翼側の植込み部とロータディスク側の植込み部とを噛み合せた構造となっている。この連結部分は、タービン稼動時にタービン翼にかかる遠心力を支持する部位であるため、十分な耐疲労性を確保する必要がある。特に、翼長の長い低圧段においては、大きな遠心力を支持するのに優位性の高い逆クリスマスツリー型の噛み合わせ構造が用いられることが多い。この逆クリスマスツリー構造は、受圧面と非受圧面とがジグザクに連なって下向きのクリスマスツリー形状をなしたものである。 A portion connecting a turbine blade such as a steam turbine and a rotor disk has a structure in which an implanted portion on the turbine blade side and an implanted portion on the rotor disk side are engaged with each other. Since this connecting part is a part that supports the centrifugal force applied to the turbine blades during turbine operation, it is necessary to ensure sufficient fatigue resistance. In particular, in a low-pressure stage having a long blade length, an inverted Christmas tree type meshing structure that is highly advantageous for supporting a large centrifugal force is often used. This reverse Christmas tree structure is a downward Christmas tree shape in which the pressure-receiving surface and the non-pressure-receiving surface are connected in a zigzag manner.

しかし、本構造を模擬した試験体を用いて、特許文献１に記載されたようにショットピーニングを施工した場合、起動−停止相当荷重の繰返しにより、受圧面端部から比較的早期にフレッティング疲労破壊が生じ、十分な寿命改善効果が得られなかったことが本発明者らによって判明した。すなわち、ショットピーニングにより形成される圧縮残留応力は、接触部特有のフレッティング疲労の抑止効果がそれほど高くない模様である。したがって、逆クリスマスツリー型の翼植込み部の耐疲労性を確保するには、従来のショットピーニング施工ではなく、何かしら新しい手法を用いること、またはショットピーニングに加えて新たな手法を用いることが耐疲労性の更なる向上に適していることが分かった。 However, when shot peening is performed as described in Patent Document 1 using a test body that simulates this structure, fretting fatigue occurs relatively early from the end of the pressure-receiving surface due to repeated start-stop equivalent loads. It was found by the present inventors that destruction occurred and a sufficient life improvement effect was not obtained. That is, the compressive residual stress formed by shot peening seems to have a very low fretting fatigue suppression effect unique to the contact portion. Therefore, in order to ensure the fatigue resistance of the wing implantation part of the inverted Christmas tree type, it is necessary to use some new method or use a new method in addition to shot peening instead of conventional shot peening. It was found to be suitable for further improvement of sex.

本発明は、上記問題点を解消するためになされたものであり、受圧面端部からのフレッティング疲労破壊を従来より抑制することができるタービンとタービンの運用方法を提供する。 The present invention has been made to solve the above-described problems, and provides a turbine and a turbine operating method that can suppress fretting fatigue failure from the end portion of the pressure-receiving surface.

上記課題を解決するために、例えば特許請求の範囲に記載の構成を採用する。
本発明は、上記課題を解決する手段を複数含んでいるが、その一例を挙げるならば、タービンロータ外周部とタービン動翼根元部とを連結するタービン翼植込み部を有するタービンであって、前記タービン翼植込み部は、受圧面と非受圧面とを少なくとも１組以上ジグザクに連ねた逆クリスマスツリー状の嵌合形態を有しており、前記逆クリスマスツリー状の嵌合形態における前記受圧面側に応力逃し溝を備えたことを特徴とする。 In order to solve the above problems, for example, the configuration described in the claims is adopted.
The present invention includes a plurality of means for solving the above-described problems. To give an example, the turbine includes a turbine blade implantation portion that connects a turbine rotor outer peripheral portion and a turbine blade root portion, The turbine blade implantation portion has a reverse Christmas tree-like fitting form in which at least one pair of pressure-receiving surfaces and non-pressure-receiving surfaces are connected in a zigzag, and the pressure-receiving surface side in the reverse Christmas tree-like fitting form Is provided with a stress relief groove.

本発明によれば、受圧面端部からのフレッティング疲労破壊の発生を抑制することができ、寿命改善効果が十分に得られる。上記した以外の課題、構成および効果は、以下の実施形態の説明により明らかにされる。 According to the present invention, occurrence of fretting fatigue failure from the end portion of the pressure receiving surface can be suppressed, and a life improvement effect can be sufficiently obtained. Problems, configurations, and effects other than those described above will become apparent from the following description of embodiments.

本発明の第１の実施形態の蒸気タービンの低圧段タービン翼とロータディスクとの連結部を示す概略図である。It is the schematic which shows the connection part of the low pressure stage turbine blade of the steam turbine of the 1st Embodiment of this invention, and a rotor disk. 一般的な翼植込み部のネック部拡大図である。It is a neck part enlarged view of a general wing implantation part. 第１の実施形態の翼植込み部のネック部拡大図である。It is a neck part enlarged view of the wing implantation part of 1st Embodiment. 第１の実施形態と比較例の受圧面からネック部にかけての表面のひずみ分布である。It is the distortion distribution of the surface from the pressure receiving surface of 1st Embodiment and a comparative example to a neck part. 第１の実施形態における逃し角θと接触端ひずみおよびネックピークひずみとの関係を示す図である。It is a figure which shows the relationship between relief angle (theta), contact edge distortion | strain, and neck peak distortion | strain in 1st Embodiment. 一般的なタービンロータの翼植込み部と第１の実施形態のタービンロータの翼植込み部との疲労寿命の相対比較の図である。It is a figure of the relative comparison of the fatigue life of the blade implantation part of a general turbine rotor, and the blade implantation part of the turbine rotor of 1st Embodiment. 第１の実施形態のタービン翼植込み部を製作する手順を示すフロー図である。It is a flowchart which shows the procedure which manufactures the turbine blade implantation part of 1st Embodiment. 第１の実施形態におけるショットピーニング施工の図である。It is a figure of the shot peening construction in a 1st embodiment. 第１の実施形態における研磨施工の図である。It is a figure of grinding construction in a 1st embodiment. 本発明の第２の実施形態のタービン運用方法を示すスケジュール図である。It is a schedule figure which shows the turbine operation method of the 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第３の実施形態のタービン運用方法を説明するフロー図である。It is a flowchart explaining the turbine operation method of the 3rd Embodiment of this invention. 第３の実施形態のタービン運用方法における応力逃し溝の形成イメージを示す図である。It is a figure which shows the formation image of the stress relief groove in the turbine operation method of 3rd Embodiment. 本発明の第４の実施形態の蒸気タービンの低圧段タービン翼とロータディスクとの連結部を示す概略図である。It is the schematic which shows the connection part of the low pressure stage turbine blade and rotor disk of the steam turbine of the 4th Embodiment of this invention. 第４の実施形態の翼植込み部のネック部拡大図である。It is a neck part enlarged view of the wing implantation part of 4th Embodiment.

以下に本発明のタービンおよびタービン運用方法の実施形態を、図面を用いて説明する。 Embodiments of a turbine and a turbine operation method of the present invention will be described below with reference to the drawings.

＜第１の実施形態＞
本発明のタービンの第１の実施形態を、図１乃至図９を用いて説明する。 <First Embodiment>
A turbine according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.

最初に、本実施形態のタービン翼植込み部の構成を図１を用いて説明する。図１は蒸気タービンの低圧段タービン翼とロータディスクとの連結部を示す概略図である。 Initially, the structure of the turbine blade implantation part of this embodiment is demonstrated using FIG. FIG. 1 is a schematic view showing a connecting portion between a low-pressure turbine blade of a steam turbine and a rotor disk.

図１において、低圧タービン翼１０１は根元部分でロータディスク１０２と互いの溝を噛み合せるようにして連結されている。溝の断面は逆クリスマスツリー状となっており、タービン翼側が翼側植込み部１０３、ロータディスク側がロータ側植込み部１０４である。図示しないが、同様の連結構造がロータディスク１０２の円周方向に低圧タービン翼１０１の本数分だけ等間隔に並んで一周する形態となっている。 In FIG. 1, the low-pressure turbine blade 101 is connected to the rotor disk 102 at the root portion so as to mesh with each other's grooves. The cross section of the groove has an inverted Christmas tree shape, where the turbine blade side is the blade side implantation portion 103 and the rotor disk side is the rotor side implantation portion 104. Although not shown in the drawing, a similar connection structure is formed in a circumferential direction of the rotor disk 102 so as to make a circuit around the number of the low-pressure turbine blades 101 at equal intervals.

タービン稼動時には、低圧タービン翼１０１が上方に配した翼面（図示せず）で蒸気を受けることにより連結されたロータディスク１０２が円周方向に回転し、この回転駆動力により発電機（図示せず）が発電する。この時、低圧タービン翼１０１には上方向に遠心力が発生するが、噛み合せ構造の翼側植込み部１０３およびロータ側植込み部１０４の８つの受圧面１０７で遠心力を支持する。このため、翼側植込み部１０３の８つのネック部１０５とロータ側植込み部１０４の８つのネック部１０６に応力集中が生じて、局部的に高い応力が発生し、長期間の使用により、疲労き裂などの損傷が発生する恐れがある。 When the turbine is operating, the rotor disk 102 connected by receiving steam on the blade surface (not shown) on which the low-pressure turbine blade 101 is disposed rotates in the circumferential direction, and a generator (not shown) is rotated by this rotational driving force. ) Will generate electricity. At this time, a centrifugal force is generated upward in the low-pressure turbine blade 101, but the centrifugal force is supported by the eight pressure receiving surfaces 107 of the blade-side implanted portion 103 and the rotor-side implanted portion 104 having a meshing structure. For this reason, stress concentration occurs in the eight neck portions 105 of the wing-side implant portion 103 and the eight neck portions 106 of the rotor-side implant portion 104, and high stress is locally generated. Damage may occur.

続いて、ネック部１０５の構造について、一般技術と本発明とを比較しながら図２から図６を用いて説明する。 Next, the structure of the neck portion 105 will be described with reference to FIGS. 2 to 6 while comparing the general technique with the present invention.

図２は一般的な技術の翼植込み部のネック部拡大図である。長期間の使用により、図２に示すように、応力集中の高いネック部１０５および受圧面１０７の端部３（以後、接触端３と称す）から疲労によるき裂１１１，１１２が生じる恐れがある。ネック部１０５の応力集中は溝形状に起因し、接触端３の応力集中は接触に起因するものである。 FIG. 2 is an enlarged view of a neck portion of a wing implantation portion of a general technique. With long-term use, as shown in FIG. 2, there is a risk that cracks 111 and 112 due to fatigue may occur from the neck portion 105 and the end portion 3 of the pressure receiving surface 107 (hereinafter referred to as the contact end 3) where stress concentration is high. . The stress concentration at the neck portion 105 is caused by the groove shape, and the stress concentration at the contact end 3 is caused by contact.

このようなき裂１１１，１１２のような損傷を抑制する技術として、ショットピーニング施工が広く知られている。これは、強化対象部位に砂状の粒子を噴射させることで、施工部表層に圧縮残留応力を形成させる技術である。このショットピーニング施工によってき裂の発生および進展を抑制することができる。ショットピーニング施工は、装置が比較的廉価で扱いやすく、施工費用および施工時間が少なくて済むなどのメリットがあるため、一般的な材料の表面強度の強化手法として広く用いられている。 As a technique for suppressing such damage as the cracks 111 and 112, shot peening is widely known. This is a technique for forming a compressive residual stress on the surface layer of the construction part by injecting sand-like particles to the region to be reinforced. By this shot peening construction, the generation and propagation of cracks can be suppressed. The shot peening construction is widely used as a general method for enhancing the surface strength of a material because it has a merit that the apparatus is relatively inexpensive and easy to handle, and the construction cost and construction time can be reduced.

しかし、低圧タービン翼とロータディスクとの連結部を模擬した試験体にそのままショットピーニング施工して疲労試験を実施したところ、ネック部１０５からのき裂１１１は発生しなかったものの、接触端３からのき裂１１２が比較的早期に発生し、施工前に対する寿命改善効果は２倍未満に制限されることが本発明者らの検討によって明らかとなった。接触端３の応力集中は、ネック部１０５をはじめとした通常の切欠き部の応力集中と比べて、はるかに高いピークを示すため、圧縮残留応力の効果が生じにくいためと考えられる。 However, when a fatigue test was performed by directly performing shot peening on a test body simulating a connection portion between a low pressure turbine blade and a rotor disk, a crack 111 from the neck portion 105 was not generated. It has been clarified by the present inventors that the crack 112 is generated at a relatively early stage, and that the life improvement effect before construction is limited to less than twice. It is considered that the stress concentration at the contact end 3 shows a much higher peak than the stress concentration at the normal notch including the neck portion 105, so that the effect of compressive residual stress hardly occurs.

以上から、低圧段タービンの逆クリスマスツリー型の翼植込み部の耐疲労性を確保するには、当該部にそのままショットピーニング施工する一般的な手法では不十分となる恐れがあり、新たな手法が望まれた。 From the above, in order to secure the fatigue resistance of the inverted Christmas tree type blade implantation part of the low-pressure turbine, there is a possibility that the general method of performing shot peening on the part as it is may be insufficient. Wanted.

図３は本実施形態の翼植込み部のネック部拡大図である。ショットピーニング施工をする前の段階で、図２の一般的な翼側植込み部１０３での接触端３の位置をえぐるように応力逃し溝１が形成されている。応力逃し溝１は翼側植込み部１０３の８つのネック部１０５全てに形成されており、ネック部１０５のネック底１０９と受圧面１０７の間に位置する。 FIG. 3 is an enlarged view of the neck portion of the wing implantation portion of the present embodiment. The stress relief groove 1 is formed so that the position of the contact end 3 in the general wing-side implanted portion 103 in FIG. The stress relief grooves 1 are formed in all eight neck portions 105 of the blade-side implanted portion 103, and are located between the neck bottom 109 and the pressure receiving surface 107 of the neck portion 105.

また、左右の応力逃し溝１のくびれ幅Ｗ_１は、その応力逃し溝１が形成された部分に最も近い位置のネック部１０５のネック底１０９の幅Ｗ_０と同じかそれ以上の幅となっている。 Further, the constriction width W ₁ of the left and right stress relief grooves 1 is equal to or greater than the width W ₀ of the neck bottom 109 of the neck portion 105 closest to the portion where the stress relief grooves 1 are formed. ing.

また、応力逃し溝１は受圧面１０７との連結点４において、応力逃し溝１と受圧面１０７とのなす角度である所定の逃し角θはθ＝２９°となっている。 In addition, at the connection point 4 between the stress relief groove 1 and the pressure receiving surface 107, a predetermined relief angle θ, which is an angle formed between the stress relief groove 1 and the pressure receiving surface 107, is θ = 29 °.

図４は受圧面１０７からネック部１０５にかけての表面のひずみ分布を、一般技術（逃し溝なし）と本実施形態（逃し角θ＝２９°）とを比較したものである。比較のために、本発明の範囲内である逃し角度θ=１８°も加えてある。ひずみは、ＦＥＭ応力解析により得られた実機起動−通常運転−停止の間の変動範囲であり、疲労寿命を支配する最大主ひずみ成分である。横軸接線位置の原点は、一般技術（逃し溝なし）では接触端３の位置であり、逃し溝あり（θ＝１８°，２９°）では連結点４の位置である。 FIG. 4 compares the strain distribution on the surface from the pressure receiving surface 107 to the neck portion 105 between the general technique (no relief groove) and the present embodiment (relief angle θ = 29 °). For comparison, a relief angle θ = 18 °, which is within the scope of the present invention, is also added. Strain is a fluctuation range between actual machine start-up-normal operation-stop obtained by FEM stress analysis, and is the maximum principal strain component that governs fatigue life. The origin of the horizontal axis tangent position is the position of the contact end 3 in the general technique (no escape groove), and the position of the connection point 4 in the presence of the escape groove (θ = 18 °, 29 °).

図４に示すように、一般技術（逃し溝なし）では接触端の位置でひずみが高いピークを示しており、疲労き裂がここから発生する原因となっていることを裏付けている。これに対し、受圧面１０７に応力逃し溝１を形成することによって、このひずみのピークは逃し角θ＝１８°で低減しており、さらに逃し角θ＝２９°では消滅していることが分かる。また、ネック部１０５では比較的緩やかな勾配で高原状にひずみが高めとなる。原点位置でのひずみを接触端ひずみ、ネック部でのひずみ最大点をネックピークひずみと称することとする。 As shown in FIG. 4, the general technique (without a relief groove) shows a high strain peak at the position of the contact end, which confirms that the fatigue crack is caused from this peak. On the other hand, by forming the stress relief groove 1 on the pressure receiving surface 107, this distortion peak is reduced at the relief angle θ = 18 °, and further disappeared at the relief angle θ = 29 °. . In addition, the neck portion 105 has a relatively gentle gradient, and the strain becomes higher like a plateau. The strain at the origin position is referred to as contact end strain, and the maximum strain point at the neck portion is referred to as neck peak strain.

図５は逃し角θと接触端ひずみおよびネックピークひずみとの関係を示す図である。一般技術（逃し溝なし）はθ＝０°に相当する。図５に示すように、逃し角θの増加により接触端ピークが次第に低下し、逃し角θが２５°以上では一般技術（逃し溝なし）でのネックピークひずみと同等以下にまで抑えられており、接触端からの早期のき裂発生を抑制できることが期待されることが分かった。 FIG. 5 is a diagram showing the relationship between the relief angle θ, the contact end strain, and the neck peak strain. The general technique (no escape groove) corresponds to θ = 0 °. As shown in FIG. 5, the contact end peak gradually decreases with the increase of the relief angle θ, and when the relief angle θ is 25 ° or more, it is suppressed to the same level or less as the neck peak strain in the general technique (no relief groove). It was found that it is expected that early cracking from the contact end can be suppressed.

ただし、ネックピークひずみは逃し角θの増加により若干増加する傾向を示し、逃し角θをある程度以上大きくすると、ネックピーク位置からのき裂発生が早まる恐れがあるため注意が必要である。 However, it should be noted that the neck peak strain tends to increase slightly with the increase of the relief angle θ, and if the relief angle θ is increased to a certain extent, the crack generation from the neck peak position may be accelerated.

また、前述したように応力逃し溝１のくびれ幅Ｗ_１はネック底幅Ｗ_０と同じかそれ以上となっているが、このような構成とすることで、ネック部１０５に替わる応力逃し溝１部分での応力集中の度合いを抑え、応力逃し溝１部分でのネックピークひずみの高まりを抑制することができる。 Further, as described above, the constriction width W ₁ of the stress relief groove 1 is equal to or larger than the neck bottom width W ₀ , but by adopting such a configuration, the stress relief groove 1 that replaces the neck portion 105 is used. The degree of stress concentration at the portion can be suppressed, and the increase in neck peak strain at the stress relief groove 1 portion can be suppressed.

図６は、一般技術である応力逃し溝を形成させずにネック部にショットピーニング施工した場合と、本実施形態の応力逃し溝（逃し角θ＝２９°）を形成させてからネック部および応力逃し溝部にショットピーニング施工させた場合との疲労寿命の相対比較である（比較のため、逃し角θ＝１８°も加えている）。いずれも、低圧タービン翼とロータディスクとの連結部を模擬した試験体を用い、起動−通常運転−停止サイクルに相当する荷重サイクルを繰返した。 FIG. 6 shows a case where shot peening is performed on the neck portion without forming a stress relief groove, which is a general technique, and a case where the stress relief groove (relief angle θ = 29 °) of the present embodiment is formed and the neck portion and stress are formed. It is a relative comparison of the fatigue life when shot peening is applied to the relief groove (a relief angle θ = 18 ° is also added for comparison). In each case, a test body simulating the connecting portion between the low-pressure turbine blade and the rotor disk was used, and a load cycle corresponding to a start-normal operation-stop cycle was repeated.

図６に示すように、本実験結果から、一般的なネック部にショットピーニングさせた場合では寿命は１．４倍までしか伸びなかったが、応力逃し溝１を形成させてからショットピーニングさせると逃し角θ＝１８°で２倍程度まで寿命が伸び、本実施形態の逃し角θ＝２９°では４倍程度まで寿命を伸ばすことができることが分かった。 As shown in FIG. 6, from this experimental result, when shot peening is performed on a general neck portion, the life has been extended only up to 1.4 times, but when the shot peening is performed after the stress relief groove 1 is formed. It has been found that the life can be extended up to about twice at a relief angle θ = 18 °, and the life can be extended up to about four times at a relief angle θ = 29 ° of the present embodiment.

以上の本実施形態のタービン翼植込み部の構造により、接触端のひずみ集中を抑えることで接触端からのき裂発生を抑制でき、ショットピーニングによる寿命改善効果を十分に引き出すことが可能となることが分かった。 By the structure of the turbine blade implantation portion of the above embodiment, crack generation from the contact end can be suppressed by suppressing strain concentration at the contact end, and the life improvement effect by shot peening can be sufficiently extracted. I understood.

続いて、本実施形態に係るタービン翼植込み部の製作方法について図７乃至図９を参照して説明する。図７は、本実施形態のタービン翼植込み部を製作する手順を示すフロー図である。本フローは低圧段タービン翼植込み部を新たに製造する際の手順である。 Then, the manufacturing method of the turbine blade implantation part which concerns on this embodiment is demonstrated with reference to FIG. 7 thru | or FIG. FIG. 7 is a flowchart showing a procedure for manufacturing the turbine blade implantation portion of the present embodiment. This flow is the procedure for newly manufacturing the low pressure stage turbine blade implantation part.

図７において、まず、ステップＳ１において、応力逃し溝の輪郭形状に合わせて工具刃先の形状が調整されている工具によって、低圧段タービンの翼側植込み部１０３を切削・研削加工で仕上げる。この際、工具刃先の形状は図３に示すような応力逃し溝１が同時に仕上がるようになっている。 In FIG. 7, first, in step S <b> 1, the blade-side implanted portion 103 of the low-pressure turbine is finished by cutting / grinding with a tool in which the shape of the tool blade edge is adjusted according to the contour shape of the stress relief groove. At this time, the shape of the tool cutting edge is such that a stress relief groove 1 as shown in FIG. 3 is finished at the same time.

続いて、ステップＳ２において、図８に示すように、ネック部１０５および応力逃し溝１をカバーするようにノズル２０を適切にセットしショットピーニング施工する。 Subsequently, in step S2, as shown in FIG. 8, the nozzle 20 is appropriately set so as to cover the neck portion 105 and the stress relief groove 1, and shot peening is performed.

続いて、ステップＳ３において、図９に示すように、ショットピーニング施工により荒れた表層３０を回転砥石工具３１により研磨し、表層３０μｍ程度を除去することで表面の凹凸を滑らかにする。本ステップで表面凹凸を低減することにより、疲労寿命を更に伸ばすことができる。なお、ショットピーニングにより形成される圧縮残留応力層の厚さは、最表面からの応力が半減する厚さで１００μｍ以上であるので、表層３０μｍ程度の除去であれば圧縮残留応力層の効果が減じる心配はない。 Subsequently, in step S3, as shown in FIG. 9, the surface layer 30 roughened by the shot peening work is polished by the rotary grindstone tool 31, and the surface unevenness is smoothed by removing about 30 μm of the surface layer. By reducing the surface irregularities in this step, the fatigue life can be further extended. The thickness of the compressive residual stress layer formed by shot peening is 100 μm or more at which the stress from the outermost surface is halved. Therefore, if the surface layer is removed by about 30 μm, the effect of the compressive residual stress layer is reduced. Don't worry.

このように、以上のタービン翼植込み部の製作方法により、切削・研削工程に新たに工程を追加することなく逃し溝を形成することができ、さらにショットピーニングにより生じる表面凹凸を低減することで更なる寿命改善が可能となることが分かった。 As described above, the above-described method for manufacturing the turbine blade implantation portion allows the formation of a relief groove without adding a new process to the cutting / grinding process, and further reduces the surface unevenness caused by shot peening. It has been found that the lifetime can be improved.

次に、本実施形態の効果について説明する。 Next, the effect of this embodiment will be described.

このように、本実施形態によれば、ネック部１０５と受圧面１０７との間に応力逃し溝１を備えたので、受圧面１０７の端部からのフレッティング疲労破壊の発生を抑制することができ、ショットピーニング施工による寿命改善効果を十分に引き出すことができる。 Thus, according to the present embodiment, since the stress relief groove 1 is provided between the neck portion 105 and the pressure receiving surface 107, it is possible to suppress the occurrence of fretting fatigue failure from the end portion of the pressure receiving surface 107. It is possible to sufficiently bring out the life improvement effect by shot peening construction.

さらに、応力逃し溝１部分のくびれ幅Ｗ_１をネック部１０５のネック底１０９の幅Ｗ_０以上とすることで、応力逃し溝１の形成によるネック部１０５の応力集中の増加を抑制し、結果として翼植込み部の長寿命化を図ることができる。 Furthermore, if stress relief groove 1 the width W of the neck bottom 109 portions of the constriction width W ₁ of the neck portion 105 _{of 0} or more, the stress relief suppressing an increase in the stress concentration in the neck portion 105 by the formation of grooves 1, the result As a result, it is possible to extend the life of the wing implantation part.

特に、本実施形態は、蒸気タービンの低段側における翼植込み部で効果が発揮される。蒸気タービンでは高出力化，低コスト化への対応の一環として、低圧タービンの最終段落の動翼を長翼化し、蒸気がタービン動翼を通過する面積（以降環帯面積と呼ぶ）を増大させる方法がよく用いられている。環帯面積を増大させタービン動翼を流れる蒸気量を増やすことで、蒸気タービンの高出力化を図ることができ、また、低圧タービン一車室あたりの出力を増大させることができるためである。このため、たとえば従来二車室で使用していた出力帯の蒸気タービンの低圧車室数を一車室とすることで大幅にコストの低減が図られる。しかし、低圧タービン最終段落動翼の長翼化に伴う大きな問題点の一つは、タービン動翼の回転中に、翼部や翼植込み部に高い遠心応力が発生することがある。遠心力が大きくなることで、上述のように、翼側植込み部１０３の８つのネック部１０５とロータ側植込み部１０４の８つのネック部１０６に応力集中が生じて、局部的に高い応力が発生し、長期間の使用により、疲労き裂などの損傷が発生する恐れがある。しかし本実施形態のタービンであれば、応力逃し溝１が形成されているため、タービン稼動時において、接触端のひずみ集中を抑えることで接触端からのき裂発生を抑制でき、高い遠心応力の発生する蒸気タービンの低段側であっても長期間にわたっての使用が可能となる。 In particular, this embodiment is effective at the blade implantation portion on the lower stage side of the steam turbine. In steam turbines, as part of efforts to achieve higher output and lower costs, the blades in the final stage of a low-pressure turbine are lengthened to increase the area where steam passes through the turbine blades (hereinafter referred to as the ring zone area). The method is often used. This is because by increasing the ring area and increasing the amount of steam flowing through the turbine rotor blades, it is possible to increase the output of the steam turbine and increase the output per one low-pressure turbine compartment. For this reason, for example, by reducing the number of low-pressure casings of the steam turbine of the output band conventionally used in the two casings to one casing, the cost can be significantly reduced. However, one of the major problems associated with the increase in the length of the last stage moving blade of the low-pressure turbine is that high centrifugal stress may be generated in the blade portion and the blade implantation portion during the rotation of the turbine blade. By increasing the centrifugal force, as described above, stress concentration occurs in the eight neck portions 105 of the blade-side implanted portion 103 and the eight neck portions 106 of the rotor-side implanted portion 104, and high stress is locally generated. If used for a long time, damage such as fatigue cracks may occur. However, since the stress relief groove 1 is formed in the turbine of this embodiment, crack generation from the contact end can be suppressed by suppressing strain concentration at the contact end during operation of the turbine, and high centrifugal stress can be reduced. Even a low-stage side of the generated steam turbine can be used for a long period of time.

＜第２の実施形態＞
本発明のタービン運用方法の第２の実施形態を図１０用いて説明する。図１０は、既に一般的な構造のタービン翼側植込み部（逃し溝なし）で供用開始された蒸気タービンに第１の実施形態のような逃し溝が形成されたタービン翼側植込み部（逃し溝形成してショットピーニング施工）を適用する運用方法を示すスケジュール図である。 <Second Embodiment>
A second embodiment of the turbine operation method of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 10 shows a turbine blade-side implantation portion (with a relief groove formed) in which a relief groove as in the first embodiment is formed in a steam turbine that has already been started to operate in a turbine blade-side implantation portion (without a relief groove) having a general structure. It is a schedule figure which shows the operation method which applies a shot peening construction).

図１０において、供用開始後、定期的に点検期間が設けられており、プラント各部の点検・補修・部品交換が行われ、健全な状態を維持する。従来のタービンでは、ネック部に応力逃し溝が形成されていないタイプのタービンが用いられている。このため、設計評価では翼側植込み部の耐用期間は定検期間２と定検期間３との間と見込まれており、従来では定検期間２のタイミングで翼の交換を行うなどして翼側植込み部の健全性を確保することになる。 In FIG. 10, after the start of service, inspection periods are regularly provided, and inspection, repair, and parts replacement of each part of the plant are performed to maintain a healthy state. In the conventional turbine, a type of turbine in which a stress relief groove is not formed in the neck portion is used. Therefore, in the design evaluation, the service life of the wing-side implantation part is expected to be between the regular inspection period 2 and the regular inspection period 3. Conventionally, the wing-side implantation is performed by replacing the blades at the timing of the regular inspection period 2. The soundness of the department will be secured.

これに対し、本実施形態では、定検期間２のタイミングで、翼交換の代わりに、既に稼働している動翼の翼側植込み部１０３のネック部１０５に図３に示すように応力逃し溝１を形成した上で、図７の手順でショットピーニング施工と研磨仕上げを実施する。 In contrast, in the present embodiment, at the timing of the regular inspection period 2, instead of blade replacement, the stress relief groove 1 as shown in FIG. 3 is formed in the neck portion 105 of the blade-side implanted portion 103 of the moving blade already operating. Then, shot peening and polishing finish are performed according to the procedure of FIG.

この一連の作業により、ネック部１０５および接触端３の表層に蓄積された疲労損傷部分は除去されており、翼側植込み部１０３は疲労耐久性の観点からは新品と同等となっており、さらに本実施形態の効果で耐用期間は３倍以上に伸びることが保障されている。以降は、定検期間８まで翼植込み部の補修の必要がなくなる。 Through this series of operations, the fatigue damage portion accumulated in the neck portion 105 and the surface layer of the contact end 3 is removed, and the blade-side implanted portion 103 is equivalent to a new one from the viewpoint of fatigue durability. Due to the effect of the embodiment, it is guaranteed that the useful life is extended three times or more. Thereafter, it is not necessary to repair the wing implantation part until the regular inspection period 8.

このように、本発明のタービンおよびタービン運用方法の第２の実施形態によれば、タービンの信頼性を高め、保守コストを低減する、との効果が得られる。 Thus, according to the second embodiment of the turbine and the turbine operation method of the present invention, it is possible to obtain the effects of improving the reliability of the turbine and reducing the maintenance cost.

＜第３の実施形態＞
本発明のタービンおよびタービン運用方法の第３の実施形態を図１１および図１２を用いて説明する。図１１は本実施形態の運用方法を説明するフロー図である。 <Third Embodiment>
A third embodiment of the turbine and turbine operation method of the present invention will be described with reference to FIGS. 11 and 12. FIG. 11 is a flowchart for explaining the operation method of this embodiment.

本実施形態のタービン運用方法も、既に一般的な構造のタービン翼植込み部で供用開始された蒸気タービンが対象であるが、第２の実施形態のタービン運用方法と異なり、応力逃し溝を形成する定検期間は予め定められておらず、定検時の検査によりネック部に損傷が認められたタイミングで応力逃し溝を形成するものである。ここまでが図１１のステップＳ１１〜Ｓ１３に相当する。 The turbine operation method of the present embodiment is also intended for a steam turbine that has already started to be used in a turbine blade implantation portion having a general structure, but unlike the turbine operation method of the second embodiment, a stress relief groove is formed. The regular inspection period is not determined in advance, and the stress relief groove is formed at the timing when the neck portion is damaged by the inspection at the regular inspection. The steps so far correspond to steps S11 to S13 in FIG.

図１２に本実施形態における応力逃し溝４１の形成イメージを示す。図１２において、応力逃し溝４１の形状は図３に示す応力逃し溝１と同じ形状・深さ・逃し角度である。応力逃し溝４１の形成により、表面から深さｄの深さまでのき裂４２であれば、形成と同時に除去される。 FIG. 12 shows an image of forming the stress relief groove 41 in the present embodiment. 12, the shape of the stress relief groove 41 is the same shape, depth, and relief angle as the stress relief groove 1 shown in FIG. When the stress relief groove 41 is formed, the crack 42 from the surface to the depth d is removed simultaneously with the formation.

図１２において、図１１の続くステップＳ１４〜Ｓ１５で、ショットピーニング施工と施工部の研磨を実施し、Ｓ１６でき裂検出した部位を再度検査する。Ｓ１６において検査の結果き裂が検出されなければ有害き裂は除去完了したとして補修完了となる。もしＳ１６においてき裂が検出されれば、一連の作業でも有害き裂は除去しきれていないため、補修だけでは対応不可能であり翼の交換となる。 In FIG. 12, in steps S14 to S15 following FIG. 11, shot peening and polishing of the construction part are performed, and the portion where the crack is detected in S16 is inspected again. If no crack is detected as a result of the inspection in S16, it is determined that the harmful crack has been removed and the repair is completed. If a crack is detected in S16, since the harmful crack has not been removed even in a series of operations, it cannot be dealt with by repair alone, and the wing is replaced.

補修完了後は、補修前のタービン翼植込み部の３倍以上の耐用期間が期待できるため、有効性の高い補修手法とみることができる。 After the repair is completed, the service life can be expected to be more than three times that of the turbine blade implantation part before the repair, so that it can be regarded as a highly effective repair method.

このように、本発明のタービンおよびタービン運用方法の第３の実施形態によれば、補修の有効性を高め、タービンの長期信頼性を向上することが可能となる。 Thus, according to the third embodiment of the turbine and the turbine operation method of the present invention, it is possible to enhance the effectiveness of repair and improve the long-term reliability of the turbine.

＜第４の実施形態＞
本発明のタービンおよびタービン運用方法の第４の実施形態を図１３および図１４を用いて説明する。図１３は蒸気タービンの低圧段タービン翼とロータディスクとの連結部を示す概略図である。また、図１４は本実施形態の翼植込み部のネック部拡大図である。 <Fourth Embodiment>
A fourth embodiment of the turbine and turbine operation method of the present invention will be described with reference to FIGS. 13 and 14. FIG. 13 is a schematic view showing a connecting portion between a low-pressure turbine blade of a steam turbine and a rotor disk. FIG. 14 is an enlarged view of the neck portion of the wing implantation portion of the present embodiment.

第１の実施形態である図３と異なり、図１３に示すように、本実施形態のロータ側植込み部１０４の８つのネック部１０６に応力逃し溝２が形成されている。このネック部１０６についても局部的に高い応力が発生する受圧面１０７となるので、長期間の使用により、疲労き裂などの損傷が発生する恐れがあり、何らかの寿命改善策を講じることが望まれる。なお、図１４では、図示の都合上、上から２つ目のネック部１０６のみに応力逃し溝２が形成されたケースを図示している。 Unlike FIG. 3 which is the first embodiment, as shown in FIG. 13, the stress relief grooves 2 are formed in the eight neck portions 106 of the rotor side implantation portion 104 of the present embodiment. Since the neck portion 106 also becomes the pressure receiving surface 107 where high stress is locally generated, there is a possibility that damage such as fatigue cracks may occur due to long-term use, and it is desirable to take some measures for life improvement. . 14 shows a case where the stress relief groove 2 is formed only in the second neck portion 106 from the top for convenience of illustration.

その他の構成は第１の実施の形態と同様である。 Other configurations are the same as those of the first embodiment.

本実施形態の応力逃し溝２は、ネック部１０６のネック底１１０と受圧面１０７の間に位置している。 The stress relief groove 2 of the present embodiment is located between the neck bottom 110 and the pressure receiving surface 107 of the neck portion 106.

また、左右の応力逃し溝２のくびれ幅Ｗ_３ｂは、その応力逃し溝２が形成された部分に最も近い位置のネック部１０６のネック底１１０の幅Ｗ_２ｂと同じかそれ以上となっている。 Further, the constriction width W _3b of the left and right stress relief grooves 2 is equal to or greater than the width W _2b of the neck bottom 110 of the neck portion 106 located closest to the portion where the stress relief grooves 2 are formed. .

また、応力逃し溝２は、受圧面１０７との連結点６において、応力逃し溝２と受圧面１０７とのなす角度である所定の逃し角θ’はθ’＝２９°となっている。 Further, the stress relief groove 2 has a predetermined relief angle θ ′, which is an angle formed between the stress relief groove 2 and the pressure receiving surface 107, at the connection point 6 with the pressure receiving surface 107 is θ ′ = 29 °.

本実施形態のタービンでは、応力逃し溝２を形成した後は、第１の実施形態と同様に、ネック部１０６及び応力逃し溝２をカバーするようにショットピーニング施工し、その後、ショットピーニングで荒れた表面を研磨し凹凸を滑らかにする加工が施されている。 In the turbine of the present embodiment, after the stress relief groove 2 is formed, shot peening is applied so as to cover the neck portion 106 and the stress relief groove 2 as in the first embodiment, and then roughened by shot peening. The surface is polished to smooth the irregularities.

なお、上述のした構成以外の構成は前述した第１の実施形態のタービンと略同じ構成であり、詳細は省略する。 The configuration other than the above-described configuration is substantially the same as that of the turbine of the first embodiment described above, and details thereof are omitted.

本発明のタービンおよびタービン運用方法の第４の実施形態においても、前述したタービンおよびタービン運用方法の第１の実施形態とほぼ同様な効果が得られる。すなわち、ロータ側植込み部１０４についても、接触端のひずみ集中を抑えることで接触端からのき裂発生を抑制でき、ショットピーニングによる寿命改善効果を十分に引き出すことができる。 Also in the fourth embodiment of the turbine and turbine operation method of the present invention, substantially the same effects as those of the first embodiment of the turbine and turbine operation method described above can be obtained. That is, with respect to the rotor-side implanted portion 104, crack generation from the contact end can be suppressed by suppressing strain concentration at the contact end, and the life improvement effect by shot peening can be sufficiently obtained.

＜その他＞
なお、本発明は、上記の実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。上記の実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることも可能であり、また、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を加えることも可能である。また、各実施形態の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることも可能である。 <Others>
In addition, this invention is not limited to said embodiment, Various modifications are included. The above-described embodiment has been described in detail for easy understanding of the present invention, and is not necessarily limited to the one having all the configurations described. Further, a part of the configuration of an embodiment can be replaced with the configuration of another embodiment, and the configuration of another embodiment can be added to the configuration of an embodiment. Moreover, it is also possible to add, delete, and replace other configurations for a part of the configuration of each embodiment.

例えば、第１の実施形態のように翼側植込み部１０３のネック部１０５に形成された応力逃し溝１と、第４の実施形態のようにロータ側植込み部１０４のネック部１０６に形成された応力逃し溝２とのいずれもが形成されたタービンが考えられる。このようなタービンであれば、第１の実施形態および第４の実施形態で得られるいずれの効果が得られる。 For example, the stress relief groove 1 formed in the neck portion 105 of the blade-side implanted portion 103 as in the first embodiment and the stress formed in the neck portion 106 of the rotor-side implanted portion 104 as in the fourth embodiment. A turbine in which both the escape grooves 2 are formed is conceivable. With such a turbine, any effect obtained in the first embodiment and the fourth embodiment can be obtained.

１…応力逃し溝、
２…応力逃し溝、
３…接触端、
４…連結点、
５…接触端、
６…連結点、
２０…ノズル、
３０…荒れた表層、
３１…回転砥石工具、
４１…応力逃し溝、
４２…き裂、
１０１…低圧タービン翼、
１０２…ロータディスク、
１０３…翼側植込み部、
１０４…ロータ側植込み部、
１０５…ネック部、
１０６…ネック部、
１０７…受圧面、
１０９…ネック底、
１１０…ネック底、
１１１…き裂、
１１２…き裂、
Ｗ_０，Ｗ_２…ネック底の幅、
Ｗ_１，Ｗ_３…応力逃し溝のくびれ幅。 1 ... Stress relief groove,
2 ... Stress relief groove,
3 ... contact end,
4. Connection point,
5 ... contact end,
6 ... Connection point,
20 ... Nozzle,
30 ... rough surface,
31 ... Rotary grinding wheel tool,
41 ... stress relief groove,
42 ... cracks,
101 ... Low pressure turbine blade,
102: rotor disk,
103 ... wing side implantation part,
104 ... rotor side implantation part,
105 ... Neck part,
106 ... neck part,
107: pressure receiving surface,
109 ... neck bottom,
110 ... neck bottom,
111 ... cracks,
112 ... cracks,
W ₀ , W ₂ ... the width of the neck bottom,
W ₁ , W ₃ ... Constriction width of stress relief groove.

Claims

タービンロータ外周部とタービン動翼根元部とを連結するタービン翼植込み部を有するタービンであって、
前記タービン翼植込み部は、受圧面と非受圧面とを少なくとも１組以上ジグザクに連ねた逆クリスマスツリー状の嵌合形態を有しており、
前記逆クリスマスツリー状の嵌合形態における前記受圧面側に応力逃し溝を備えた
ことを特徴とするタービン。 A turbine having a turbine blade implantation portion that connects a turbine rotor outer peripheral portion and a turbine rotor blade root portion,
The turbine blade implantation portion has a reverse Christmas tree-like fitting form in which at least one set of pressure-receiving surface and non-pressure-receiving surface are connected in a zigzag manner,
A turbine having a stress relief groove on the pressure receiving surface side in the inverted Christmas tree-like fitting form.

請求項１に記載のタービンにおいて、
前記応力逃し溝部分の左右のくびれ幅の最小値は、その応力逃し溝が形成されたネック部の左右のくびれ幅の最小値以上である
ことを特徴とするタービン。 The turbine according to claim 1,
The minimum value of the left and right constriction width of the stress relief groove portion is equal to or greater than the minimum value of the left and right constriction widths of the neck portion where the stress relief groove is formed.

請求項１または２に記載のタービンにおいて、
前記応力逃し溝は、その応力逃し溝と前記受圧面とのなす角度である逃し角が２５°以上である
ことを特徴とするタービン。 The turbine according to claim 1 or 2,
The stress relief groove has a relief angle that is an angle formed by the stress relief groove and the pressure receiving surface of 25 ° or more.

請求項１乃至３のいずれか１項に記載のタービンにおいて、
前記応力逃し溝と前記ネック部のうち少なくともどちらか一方は、前記応力逃し溝が形成された後にショットピーニング施工が施された
ことを特徴とするタービン。 The turbine according to any one of claims 1 to 3,
At least one of the stress relief groove and the neck portion is subjected to shot peening after the stress relief groove is formed.

請求項４に記載のタービンにおいて、
前記ショットピーニング施工後に表面研磨が施された
ことを特徴とするタービン。 The turbine according to claim 4.
A turbine characterized in that surface polishing is performed after the shot peening operation.

請求項１乃至５のいずれか１項に記載のタービンにおいて、
前記タービン動翼側の翼植込み部の受圧面に応力逃し溝を備えた
ことを特徴とするタービン。 The turbine according to any one of claims 1 to 5,
A turbine having a stress relief groove on a pressure receiving surface of a blade implantation portion on the turbine rotor blade side.

請求項１乃至６のいずれか１項に記載のタービンにおいて、
前記タービンロータ側の翼植込み部の受圧面に応力逃し溝を備えた
ことを特徴とするタービン。 The turbine according to any one of claims 1 to 6,
A turbine having a stress relief groove on a pressure receiving surface of a blade-implanted portion on the turbine rotor side.

タービンロータ外周部とタービン動翼根元部とを連結するタービン翼植込み部を有するタービンの運用方法であって、
前記タービン翼植込み部は、受圧面と非受圧面とを少なくとも１組以上ジグザクに連ねた逆クリスマスツリー状の嵌合形態を有しており、
タービンの供用開始後の運転停止期間中に、前記逆クリスマスツリー状の嵌合形態におけるネック部と前記受圧面との間の前記受圧面側に応力逃し溝を形成する
ことを特徴とするタービンの運用方法。 A turbine operation method having a turbine blade implantation portion that connects a turbine rotor outer peripheral portion and a turbine rotor blade root portion,
The turbine blade implantation portion has a reverse Christmas tree-like fitting form in which at least one set of pressure-receiving surface and non-pressure-receiving surface are connected in a zigzag manner,
A stress relief groove is formed on the pressure receiving surface side between the neck portion and the pressure receiving surface in the inverted Christmas tree-like fitting form during an operation stop period after the start of operation of the turbine. Operation method.

請求項８に記載のタービンの運用方法において、
前記応力逃し溝を、予め予想された前記タービン翼植込み部の耐用期間に到達する前に形成する
ことを特徴とするタービンの運用方法。 The turbine operation method according to claim 8,
The method of operating a turbine, wherein the stress relief groove is formed before reaching a predicted service life of the turbine blade implantation portion.

請求項８に記載のタービンの運用方法において、
前記応力逃し溝を、前記タービン翼植込み部の初期損傷の検知後に形成する
ことを特徴とするタービンの運用方法。 The turbine operation method according to claim 8,
The method of operating a turbine, wherein the stress relief groove is formed after detecting an initial damage of the turbine blade implantation portion.